KR101333205B1 - Flight performance analyzing system and the method for helicopter - Google Patents

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Abstract

본 발명은 다물체 동역학을 이용하여, 헬리콥터 모델에 대한 비행성 관점에서 해석 결과를 제시할 수 있는 헬리콥터 비행성 해석 시스템 및 그 해석 방법에 관한 것으로, 본 발명에 따른 헬리콥터 비행성 해석 시스템은 다물체 동력학을 반영하여, 헬리콥터 모델링 요소(Component)에 따른 헬리콥터 비행성 해석 모델 파일을 구성하는 모델구성모듈부, 상기 모델구성모듈부와 연결되어, 헬리콥터 모델을 생성하는 모델생성부, 상기 모델생성부와 연결되어, 상기 모델생성부에서 생성된 모델을 이용하여, 해석하는 비행성해석모듈부를 포함하는 것을 기술적 특징으로 한다.The present invention relates to a helicopter flight analysis system and a method for analyzing the helicopter, which can present an analysis result in terms of the flight of the helicopter model using the multi-body dynamics, the helicopter flight analysis system according to the present invention A model configuration module unit constituting a helicopter flight analysis model file according to a helicopter modeling component, a model generation unit connected to the model configuration module unit to generate a helicopter model, and the model generation unit Is connected, by using the model generated by the model generator, characterized in that it comprises a flight analysis module module to analyze.

Description

헬리콥터 비행성 해석 시스템 및 그 해석 방법{Flight performance analyzing system and the method for helicopter}Flight performance analyzing system and the method for helicopter

본 발명은 헬리콥터 비행성 해석 시스템에 관한 것이며, 더 자세히는 다물체 동역학을 이용하여, 헬리콥터 모델에 대해 비행성 관점에서 해석 결과를 제시할 수 있는 헬리콥터 비행성 해석 시스템 및 그 해석 방법에 관한 것이다.TECHNICAL FIELD The present invention relates to a helicopter flight analysis system, and more particularly, to a helicopter flight analysis system and a method for analyzing the helicopter model, which can present an analysis result from a flight view using a multibody dynamics.

일반적으로, 회전익 항공기인 헬리콥터의 비행 원리는 다음과 같다. 비행기 날개 단면 형상과 유사한 단면을 가진 블레이드(Blade)의 회전에 의해 발생되는 힘을 이용하여 비행한다. 회전에 의해 얻어지는 힘은 프로펠러(Propeller)의 추력과 동일한 원리로 얻어지며 로터(Rotor) 회전면에 수직한 방향이다. 회전면에 수직한 방향으로 발생하는 힘의 크기는 콜렉티브 조종간(Collective Stick)의 움직임을 통해 조절되고, 콜렉티브 조종간이 움직이면 스와시 플레이트(Swash Plate)가 상하로 움직여 로터 블레이드 피치각을 동일량만큼 변화시킨다. 사이클릭 조종간(Cyclic Stick)을 움직이면 로터의 회전면이 기울어져 로터에서 발생하는 힘의 방향이 변해 헬리콥터의 피칭(Pitching) 및 롤링(Rolling) 운동을 발생시킨다. 사이클릭 조종간을 앞뒤로 움직일 경우 스와시 플레이트가 좌우로 기울여져 로터 회전면은 앞뒤로 기울여지고, 사이클릭 조종간을 좌우로 움직일 경우 스와시 플레이트가 앞뒤로 기울여져 로터 회전면은 좌우로 기울여진다. 로터가 회전하면 블레이드에 공기 저항이 작용해 로터의 회전 방향과 반대 방향의 토크(Torque)가 발생한다. 이러한 토크는 로터의 회전 방향과 반대 방향으로 헬리콥터의 동체를 회전시키기 때문에 토크를 상쇄시켜야지만 비행이 가능하다. 일반적으로 단일 로터 헬리콥터의 경우는 꼬리 로터(Tail Rotor)에서 발행하는 힘을 이용해 토크를 상쇄하는 방식을 사용하며, 또한 꼬리 로터에서 발행하는 힘의 크기를 조절해 요잉(Yawing) 운동을 발생시킨다. 그 외의 토크 상쇄 방식에 따라 한 회전축에 서로 반대 방향으로 회전하는 로터를 상하로 배치한 동축 반전식 헬리콥터, 서로 반대방향으로 회전하는 로터를 기체의 전후측에 각각 배치한 텐덤 헬리콥터, 서로 반대 방향으로 회전하는 로터 블레이드를 기체 좌우에 배치한 양측 로터 헬리콥터, 제트 배기를 로터 블레이드 단부에서 분출시켜 토크를 상쇄시킨 제트 반동 로터 헬리콥터 등을 들 수 있다. In general, the flying principle of a helicopter as a rotorcraft is as follows. Fly using the force generated by the rotation of the blade having a cross section similar to the plane wing cross section shape. The force obtained by the rotation is obtained on the same principle as the thrust of the propeller and is in a direction perpendicular to the rotor plane. The amount of force generated in the direction perpendicular to the plane of rotation is controlled by the movement of the collective stick, and when the collective rod moves, the swash plate moves up and down to change the rotor blade pitch angle by the same amount. . When the cyclic stick moves, the rotational surface of the rotor is tilted to change the direction of the force generated in the rotor, which causes the pitching and rolling motion of the helicopter. When the cyclic control panel is moved back and forth, the swash plate is tilted left and right, and the rotor rotation plane is tilted forward and backward. When the cyclic control panel is moved left and right, the swash plate is tilted forward and backward, the rotor rotation plane is tilted left and right. As the rotor rotates, air resistance acts on the blades, creating a torque in the opposite direction to the rotor's direction of rotation. Since this torque rotates the helicopter's fuselage in the opposite direction to the rotor's rotation, it must be offset to allow for flight. In general, a single rotor helicopter uses a method of canceling torque by using a force generated by a tail rotor, and generates a yawing motion by adjusting the amount of force generated by a tail rotor. Coaxial reversal helicopters with rotors rotating in opposite directions on one axis of rotation in accordance with other torque offset schemes; Tandem helicopters with rotors rotating in directions opposite to each other; The rotor rotor which arrange | positioned the rotating rotor blade to the left and right of a body, the jet rebound rotor helicopter etc. which jetted the jet exhaust from the rotor blade edge part and canceled torque were mentioned.

헬리콥터는 다음과 같은 비행특성을 가진다. 비행시 트림 상태(무게 중심에서의 가속도 및 각가속도가 0인 상태)에서는 조종간 및 자세가 변화없이 일정해 진다. 비행 조건에 따라 트림상태의 조종간 위치나 자세는 달라지나 일반적으로 동일한 조건에서 전진 속도만 변할 경우 저속대비 고속에서는 조종간은 전방에 위치하고 기수는 숙여진다. Helicopters have the following flight characteristics: In flight, the trim state (with zero acceleration and angular acceleration at center of gravity) remains constant with no change in steering wheel and attitude. Depending on the flight conditions, the position and attitude of the steering wheel in the trim state may vary, but in general, if the forward speed only changes under the same conditions, the steering wheel is positioned forward and the nose is leaned at high speed compared to low speed.

비행 중 외란 발생 후 외란 발생 전의 비행 상태를 회복하는 여부에 따라 헬리콥터의 안정성을 판단하고 안정성에는 정안정성 및 동안정성으로 구분된다. 정안정성을 가지는 헬리콥터의 경우, 외란 발생 후 추가적인 조종간의 움직임 없이 초기 비행 상태를 회복하려는 경향을 가진다. 동안정성은 외란 후 시간에 따른 항공기의 수렴 발산 여부를 보는 것으로 동안정성이 있을 경우 발산하지 않고 항공기는 일정한 비행상태로 진입한다. 이러한 특성들은 속도, 중량, 무게중심 등의 비행조건에 따라 달라진다. 예를 들어 속도 안정성(Speed Stability)은 종축 정안정성의 일부로, 고속에서는 외란에 의해 속도 변화가 생길 경우 초기 속도로 회복하려는 경향성이 크나 저속에는 작거나 회복하지 못하는 경향을 가진다. 동안정성의 일부인 퓨고이드 모드(Phugoid Mode)는 항공기의 장주기 모드로 무게 중심이 전방에서 후방으로 이동할수록 시간에 따라 발산하는 특성이 증가한다.Helicopter stability is judged according to the recovery of the flight status after the disturbance occurred during the flight and before the disturbance occurred. Helicopters that have stability have a tendency to recover from the initial flight without disturbing additional controls after disturbance. Intermittent service is to see whether the aircraft converges or diverges according to time after the disturbance. These characteristics depend on flight conditions such as speed, weight and center of gravity. For example, Speed Stability is part of the stability of the longitudinal axis. At high speeds, speed stability tends to recover to the initial speed when disturbed by disturbance, but it tends to be small or not recoverable at low speeds. Phugoid Mode, which is part of the qualitative devotion, is a long-period mode of the aircraft, which increases in time as the center of gravity moves from front to back.

조종입력을 가할 경우 항공기 반응(각가속도, 각속도 등)을 확인하는 것을 조종성이라 한다. 일반적으로 항공기 반응은 조종입력의 크기에 비례하나 비행조건에 따라 비례 정도는 달라진다. 예를 들어 항공기의 중량이 늘어날 경우 동일한 입력을 가해도 반응 속도는 느려진다.Checking the aircraft response (angular acceleration, angular velocity, etc.) when applying steering input is called maneuverability. In general, the aircraft response is proportional to the size of the steering input, but the proportion varies depending on the flight conditions. For example, if the weight of an aircraft increases, the response rate is slow even with the same input.

이러한 헬리콥터의 비행 특성을 분석하는 프로그램이 다양하게 개발되고 있지만 종래의 헬리콥터 비행 해석 프로그램 코드는 미 확보되어 있는 실정이다. Various programs for analyzing flight characteristics of such helicopters have been developed, but conventional helicopter flight analysis program codes have not been secured.

본 발명의 배경이 되는 기술로는 대한민국 등록특허공보 제10-0950310호, (2010. 03. 23)에 기재된 '항공기 사이징 프로그램 및 성능 해석 프로그램의 통합방법'을 들 수 있으며, 종래 회전익 항공기 개념 설계 및 성능예측에 적용하도록 설계해석이 가능한 기술이다.As a background technology of the present invention, a method of integrating an aircraft sizing program and a performance analysis program described in Korean Patent Publication No. 10-0950310, (2010. 03. 23), and the conventional rotorcraft aircraft concept design And technology that can be designed and interpreted to apply to performance prediction.

대한민국 등록특허 공보, 10-0950310, 2010. 03. 23, 5쪽 문단번호 [0026].Republic of Korea Patent Publication, 10-0950310, 2010. 03. 23, page 5 paragraph number.

본 발명은 상기와 같은 종래의 문제점을 해결하기 위하여 제안된 것으로,The present invention has been proposed to solve the above conventional problems,

본 발명에 따른 헬리콥터 비행성 해석 시스템의 목적은 다물체 동력학을 이용하여, 헬리콥터 비행성 해석 프로그램의 코드를 개발하고 확보하는데 있다.An object of the helicopter flight analysis system according to the present invention is to develop and secure a code of a helicopter flight analysis program using multibody dynamics.

다른 목적은, 모델구성모듈부를 포함하여, 헬리콥터 모델링을 위한 요소를 반영하여 해석을 수행하기 위한 모델 파일을 생성하는데 있다.Another object is to generate a model file for performing an analysis by reflecting elements for helicopter modeling, including a model configuration module unit.

또 다른 목적은, 동역학 모델링 요소, 공력 모델링 요소, 추진 모델링 요소를 반영하여, 헬리콥터 비행성 해석 모델링을 수행하는데 있다.Another object is to perform helicopter flight analysis modeling by reflecting dynamic modeling elements, aerodynamic modeling elements, and propulsion modeling elements.

또 다른 목적은, 비행성해석모듈부를 포함하여, 생성된 해석 모델 파일을 이용하여, 헬리콥터 모델을 생성하고 해석하는데 있다.Another object is to generate and analyze a helicopter model using the generated analysis model file including the flight analysis module unit.

본 발명에 따른 헬리콥터 비행성 해석 방법의 목적은, 헬리콥터 모델링 요소 특성을 반영하여, 헬리콥터 모델을 해석하는 방법을 제공하는데 있다.An object of a helicopter flight analysis method according to the present invention is to provide a method for analyzing a helicopter model by reflecting the characteristics of the helicopter modeling element.

본 발명에 따른 헬리콥터 비행성 해석 시스템은 다물체 동력학을 반영하여, 헬리콥터 모델링 요소(Component)에 따른 헬리콥터 비행성 해석 모델 파일을 구성하는 모델구성모듈부, 상기 모델구성모듈부와 연결되어, 모델구성모듈부에서 생성된 모델 파일을 이용하여 비행성 해석 모델을 생성하는 모델생성부, 생성된 모델을 이용하여 해석하는 비행성해석모듈부를 포함하는 것을 특징으로 한다.The helicopter flight analysis system according to the present invention reflects the multibody dynamics, the model configuration module unit constituting the helicopter flight analysis model file according to the helicopter modeling component (Component), connected to the model configuration module unit, model configuration And a model generation unit for generating a flight analysis model using the model file generated by the module unit, and a flight analysis module unit for analyzing using the generated model.

본 발명에 따른 헬리콥터 비행성 해석 방법은 모델구성모듈부를 이용하여, 헬리콥터 모델링 요소의 특성을 가진 모델 파일을 생성하는 단계, 모델생성부를 이용하여, 헬리콥터 비행성 해석을 위한 모델을 생성하는 단계 및 비행성해석모듈부를 이용하여, 생성된 모델을 해석하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.In the helicopter flight analysis method according to the present invention, using the model configuration module unit, generating a model file having the characteristics of the helicopter modeling element, using the model generator, generating a model for helicopter flight analysis and flight Using the sex analysis module unit, characterized in that it comprises the step of analyzing the generated model.

이상에서 설명한 바와 같이, 본 발명에 따른 헬리콥터 비행성 해석 시스템은 다물체 동력학을 이용하여, 헬리콥터 비행성 해석 프로그램의 코드를 개발하고, 확보할 수 있는 효과가 있다.As described above, the helicopter flight analysis system according to the present invention has the effect of developing and securing the code of the helicopter flight analysis program using multi-body dynamics.

또한, 모델구성모듈부를 포함함으로써, 헬리콥터 모델링을 위한 요소를 반영하여, 해석 모델 파일을 생성할 수 있는 효과가 있다.In addition, by including a model configuration module, reflecting the elements for helicopter modeling, there is an effect that can generate an analysis model file.

또한, 동역학 모델링 요소, 공력 모델링 요소, 추진 모델링 요소를 반영하여, 헬리콥터 비행성 해석 모델링을 수행할 수 있는 효과가 있다.In addition, there is an effect that the helicopter flight analysis modeling can be performed by reflecting the dynamic modeling elements, aerodynamic modeling elements, propulsion modeling elements.

또한, 모델생성부를 포함하여, 생성된 해석 모델 파일을 이용하여, 헬리콥터 모델을 생성하는 효과가 있다.In addition, there is an effect of generating a helicopter model using the generated analysis model file, including the model generator.

또한, 비행성해석모듈부를 포함하여, 생성된 모델을 이용하여, 헬리콥터 모델을 해석할 수 있는 효과가 있다.In addition, by using the generated model, including the flight analysis module unit, there is an effect that can analyze the helicopter model.

본 발명에 따른 헬리콥터 비행성 해석 방법은 헬리콥터 모델링 요소 특성을 반영하여, 헬리콥터 모델을 해석하는 방법을 제공할 수 있는 효과가 있다.Helicopter flightability analysis method according to the present invention has an effect that can provide a method for analyzing the helicopter model by reflecting the characteristics of the helicopter modeling elements.

도 1은 본 발명에 따른 헬리콥터 비행성 해석 시스템의 전체 구성도.
도 2는 본 발명에 따른 헬리콥터 비행성 해석 시스템의 모델구성모듈부의 상세구성도.
도 3은 본 발명에 따른 헬리콥터 설계 변수 입력의 일실시예를 나타내는 도면.
도 4는 본 발명에 따른 헬리콥터 비행성 해석 시스템의 헬리콥터 모델링을 위한 요소를 나타내는 도면.
도 5는 본 발명에 따른 헬리콥터 모델 파일의 일실시예를 나타내는 도면.
도 6은 본 발명에 따른 헬리콥터 비행성 해석 시스템의 요소 기반의 헬리콥터 모델을 나타내는 개념도.
도 7은 본 발명에 따른 헬리콥터 비행성 해석 시스템의 모델생성부의 상세 구성도.
도 8은 본 발명에 따른 헬리콥터 비행성 해석 시스템의 비행성해석모듈부의 기능을 나타내는 도면.
도 9는 본 발명에 따른 속도에 따른 트림 결과의 일실시예를 나타내는 도면.
도 10은 본 발명에 따른 선형화 결과 데이터를 이용해 그린 Root Locus 선도.
도 11은 본 발명에 따른 타임 시뮬레이션의 일실시예를 나타내는 도면.
도 12는 본 발명에 따른 헬리콥터 비행성 해석 방법의 전체 흐름도.
도 13은 본 발명에 따른 헬리콥터 비행성 해석 방법의 S20단계의 상세흐름도.1 is an overall configuration diagram of a helicopter flight analysis system according to the present invention.
Figure 2 is a detailed block diagram of the model configuration module unit of the helicopter flight analysis system according to the present invention.
3 illustrates an embodiment of a helicopter design variable input in accordance with the present invention.
4 shows an element for helicopter modeling of a helicopter flight analysis system according to the present invention;
5 illustrates one embodiment of a helicopter model file in accordance with the present invention.
6 is a conceptual diagram showing an element-based helicopter model of the helicopter flight analysis system according to the present invention.
7 is a detailed block diagram of a model generation unit of the helicopter flight analysis system according to the present invention.
8 is a view showing the function of the flight analysis module of the helicopter flight analysis system according to the present invention.
9 illustrates one embodiment of a trim result according to speed according to the invention.
10 is a Root Locus diagram drawn using the linearization result data according to the present invention.
11 illustrates one embodiment of a time simulation in accordance with the present invention.
12 is an overall flowchart of a helicopter flight analysis method according to the present invention.
Figure 13 is a detailed flowchart of the step S20 of the helicopter flight analysis method according to the present invention.

이하, 본 발명에 따른 헬리콥터 비행성 해석 시스템 및 그 해석 방법을 실시하기 위한 구체적인 내용을 설명하면 다음과 같다.
Hereinafter, a detailed description for implementing the helicopter flight analysis system and the analysis method according to the present invention.

[도 1]은 본 발명에 따른 헬리콥터 비행성 해석 시스템의 전체 구성도를 나타내는 도면으로, 모델구성모듈부(10), 모델생성부(20) 및 비행성해석모듈부(30)를 포함한다.1 is a view showing the overall configuration of the helicopter flight analysis system according to the present invention, including a model configuration module unit 10, model generation unit 20 and the flight analysis module unit 30.

상기 모델구성모듈부(10)은 다물체 동력학을 반영하여, 헬리콥터 모델링 요소(Component)에 따른 헬리콥터 비행성 해석 모델 파일을 구성하는 역할을 하며, [도 2]에 도시된 바와 같이, 설계변수입력부(11) 및 모델파일생성부(13)를 포함한다.The model configuration module unit 10 reflects the multi-body dynamics, and serves to construct a helicopter flight analysis model file according to a helicopter modeling component, as shown in FIG. 2, a design variable input unit. (11) and a model file generating unit (13).

상기 설계변수입력부(11)는 헬리콥터 모델링에 필요한 설계변수를 입력하는 역할을 하며, 상기 모델파일생성부(13)는 상기 설계변수입력부(11)와 연결되어, 입력된 제원 및 데이터를 이용하여, 요소 특성 정보가 반영된 해석을 수행하기 위한 모델 파일을 생성하는 역할을 한다.The design variable input unit 11 serves to input a design variable required for helicopter modeling, the model file generation unit 13 is connected to the design variable input unit 11, using the input specifications and data, It creates a model file to perform analysis reflecting element property information.

[도 3]은 본 발명에 따른 상기 설계변수입력부(11)를 이용하여, 설계 변수를 입력하는 화면을 나타내는 도면으로, 본 발명의 실시예에서 상기 설계변수의 입력항목은, 적분 수행에 관련한 변수입력(Solver), 동체의 무게, 관성모멘트 등에 관련한 변수입력(Fuselage), 주 로터의 블레이드, 허브 구조와 관련한 변수입력(Main Rotor), 꼬리 로터 관련 변수입력(Tail Rotor), 수평안정판, 수직핀 등의 관련 변수입력(Aero Surface), 제어기 라이브러리 지정(Control System), 단순 엔진 모델과 관련한 변수입력(Engine System), 헬기 모델 생성(Model Generation) 등을 포함한다.3 is a diagram illustrating a screen for inputting a design variable by using the design variable input unit 11 according to the present invention. Variable input related to input (Solver), body weight, moment of inertia, etc., main rotor blade, variable input related to hub structure (Main Rotor), tail rotor related variable input (Tail Rotor), horizontal stabilizer plate, vertical pin Related Variable Input (Aero Surface), Controller Library Designation (Control System), Simple Engine Model Related Variable Input (Engine System), Helicopter Model Generation and the like.

또한, [도 4]는 본 발명에 따른 모델파일생성부(13)를 상세 구성을 나타내는 도면으로, 역학모델링요소(131), 공력모델링요소(133) 및 추진모델링요소(135)를 포함한다.4 is a view showing a detailed configuration of the model file generating unit 13 according to the present invention, and includes a dynamic modeling element 131, an aerodynamic modeling element 133, and a propulsion modeling element 135.

발명에 따른 다물체 동력학(Multibody System Dynamics)은 일반적으로 단위 기능을 수행하는 여러 요소(Component)들을 서로 연결하여, 하나의 다물체계로 표현이 가능한 것으로, 이러한 다물체 동역학을 이용한 모델링은 수학적 모델링이 가능한 요소들을 상호 연결하여, 전체 시스템을 구성할 수 있는 것이다.Multibody System Dynamics according to the present invention is generally connected to each other (Component) that performs a unit function, it can be expressed as a multi-body system, such modeling using multi-body dynamics is mathematical modeling By interconnecting the possible elements, the entire system can be configured.

헬리콥터 모델링의 경우, 고차의 자유도를 갖는 수학적 모델링이 필요하며, 검증에 많은 시간이 소요되는 것이 일반적인데 본 발명에 따른 다물체 동역학 기법을 적용하여, 효율성을 향상시킬 수 있는 것이다.In the case of helicopter modeling, mathematical modeling with a higher degree of freedom is required, and a lot of time is required for verification. By applying the multibody dynamics technique according to the present invention, the efficiency can be improved.

본 발명에 따른 상기 동역학모델링요소(131)는 Inertial Frame, Translation, Rotation, Hinge, Control Hinge, Torsional Spring Damper, Point Mass, Distributed Mass, Swash-Plate, DOF6E를 포함하는 것이 바람직하다.The dynamic modeling element 131 according to the present invention preferably includes an Inertial Frame, Translation, Rotation, Hinge, Control Hinge, Torsional Spring Damper, Point Mass, Distributed Mass, Swash-Plate, DOF6E.

또한, 본 발명에 따른 상기 공력모델요소(133)은 Aero-Segment, Aero-body, Aero2D3D, Uniform Inflow, Disk Rotor를 포함하는 것이 바람직하다.In addition, the aerodynamic model element 133 according to the present invention preferably includes an Aero-Segment, Aero-body, Aero2D3D, Uniform Inflow, Disk Rotor.

또한, 본 발명에 따른 상기 추진모델링요소(135)는 Shaft, Gear, Dirve, SimEng, Clutch를 포함하는 것이 바람직하다.In addition, the propulsion modeling element 135 according to the present invention preferably includes a shaft, a gear, a dirve, a SimEng, a clutch.

[도 6]는 이러한 상기 요소를 기반으로 하여, 구성한 헬리콥터 모델의 개념을 나타내는 도면이다.
FIG. 6 is a diagram illustrating the concept of a helicopter model constructed based on these factors.

상기 모델생성부(20)는 상기 모델구성모듈부(10)와 연결되어, 헬리콥터 비행성 해석을 수행하기 위한 모델을 생성하는 역할을 한다.The model generation unit 20 is connected to the model configuration module unit 10, and serves to generate a model for performing helicopter flight analysis.

즉, 본 발명에 따른 모델생성부(20)는 모델 파일의 요소 정보를 읽어 해석 모듈 내에서 요소를 생성하고, 요소 간의 주종관계를 설정하고, 생성된 모델에 대해 헬리콥터 설계변수를 제외한 요소의 변수를 초기화하며, [도 7]는 본 발명에 따른 모델생성부(20)의 상세 구성을 나타내는 도면으로 모델변수로딩부(21), 모델구성부(23), 초기설정부(25)를 포함한다.That is, the model generation unit 20 according to the present invention reads the element information of the model file to create an element in the analysis module, set the master-slave relationship between the elements, and variables of the elements except the helicopter design variables for the generated model. 7 is a diagram illustrating a detailed configuration of the model generation unit 20 according to the present invention, and includes a model variable loading unit 21, a model configuration unit 23, and an initial setting unit 25. .

상기 모델변수로딩부(21, Model Configuration Part)는 모델 파일에서 비행성 해석 모델 변수를 읽어 들이는 역할을 하며, 상기 모델구성부(23, Model Build Part)는 상기 모델변수로딩부(21)와 연결되어, 상기 설정된 모델 변수를 이용하여, 비행성 해석 모델을 구성하는 역할을 한다.The model variable loading unit 21 serves to read a flight analysis model variable from a model file, and the model configuration unit 23 and the model variable loading unit 21 In connection with each other, the set model variable serves to construct a flight analysis model.

상기 초기설정부(25, Initialization Part)는 상기 모델구성부와 연결되어, 비행성 해석 모델 중 헬리콥터 설계변수를 제외한 변수를 초기화하는 역할을 한다.
The initialization part 25 is connected to the model configuration part and serves to initialize variables except for helicopter design variables in the flight analysis model.

본 발명에 따른 비행성해석모듈부(30)는 [도 8]에 도시된 바와 같이, 정상상태연산(31), 트림해석(33), 파라미터스윕해석(35), 선형화해석(37), 타임시뮬레이션해석(39)의 기능을 포함하는 것이 바람직하다.
Flightability analysis module unit 30 according to the present invention, as shown in Figure 8, the steady-state operation 31, trim analysis 33, parameter sweep analysis 35, linearization analysis 37, time simulation It is preferable to include the function of the analysis 39.

상기 정상상태연산(31)은 트림, 선형화 해석 수행 시, 함수 내부에서 주요하게 사용되며, 정상상태연산(Steady Sate Run)은 헬리콥터 모델이 주어진 환경과 조종 입력 하에서 최종적으로 동체의 무게 중심에 걸리는 가속도와 각가속도에 대한 변화율이 0이 될 때까지 계산한다.The steady state operation 31 is mainly used inside a function when performing trim and linearization analysis. Steady Sate Run is an acceleration that is finally applied to the center of gravity of the fuselage under a given environment and steering input of a helicopter model. Calculate until the rate of change for and angular acceleration reaches zero.

상기 트림해석(33)은 사용자가 선정한 고도, 속도, 중량의 조건 하에서의 트림상태에서 헬리콥터의 자세, 각속도, 조종입력 및 힘과 모멘트를 추출하는 기능으로, [도 9]는 본 발명에 따른 속도에 따른 트림 결과를 나타내는 실시예이다.The trim analysis 33 is a function of extracting the helicopter's posture, angular velocity, steering input and force and moment in the trim state under the conditions of the altitude, speed, and weight selected by the user, and FIG. An embodiment showing the trim result according to.

상기 파라미터스윕해석(35)은 사용자가 선정한 고도, 속도, 중량에 대해 일정 간격으로 값을 변화시켜 트림을 수행하는 기능으로, Sensitivity 해석 수행 시, 유용한 기능이다.The parameter sweep analysis 35 is a function of performing a trim by changing a value at a predetermined interval with respect to an altitude, speed, and weight selected by a user, which is useful when performing a sensitivity analysis.

상기 선형화해석(37)는 헬리콥터 안정 미계수 및 동안정성을 확인할 수 있는 선형화 행렬을 생성하는 기능으로, [도 10]은 본 발명에 따른 선형화 결과 데이터를 이용해 그린 Root Locus 선도의 일실시예를 나타내는 도면이다.The linearization analysis 37 is a function of generating a linearization matrix capable of confirming helicopter stability non-coefficient and intermittent stability, [Fig. 10] shows an embodiment of the Root Locus diagram drawn using the linearization result data according to the present invention. Drawing.

상기 타임시뮬레이션해석(39)은 시간에 대한 항공기 반응(자세 및 각속도 등)을 확인하는 기능으로, 조종 입력 또는 외란에 의한 항공기 반응 해석 시, 유용하게 이용되는 기능으로, [도 11]은 본 발명에 따른 타임시뮬레이션의 일실시예를 나타내는 도면이다.
The time simulation analysis 39 is a function of confirming the aircraft response (posture and angular velocity, etc.) with respect to time, and is usefully used when analyzing the aircraft response by steering input or disturbance. FIG. 1 is a diagram illustrating an embodiment of time simulation according to the embodiment. FIG.

이상에서 설명한 바와 같이, 본 발명에 따른 헬리콥터 비행성 해석 시스템을 적용하면, 다물체 동력학을 이용하여, 헬리콥터 비행성 해석 프로그램의 코드를 개발하고, 확보할 수 있는 효과를 누릴 수 있는 것이다.
As described above, by applying the helicopter flight analysis system according to the present invention, it is possible to enjoy the effect of developing and securing the code of the helicopter flight analysis program using multi-body dynamics.

상기에서 설명한 헬리콥터 비행성 해석 시스템을 이용한 헬리콥터 비행성 해석 방법을 설명하면 다음과 같다.Referring to the helicopter flight analysis method using the helicopter flight analysis system described above is as follows.

[도 12]에 도시된 바와 같이, 먼저 상기 모델구성모듈부(10)를 이용하여, 헬리콥터 모델링 요소의 특성을 가진 모델 파일을 생성하는 단계를 수행한다.(S10)As shown in FIG. 12, first, a model file having characteristics of a helicopter modeling element is generated using the model configuration module unit 10 (S10).

본 발명에 따른 상기 S10단계는 상기 설계변수입력부(11)를 이용하여, 헬리콥터 모델링에 필요한 설계 변수를 입력하는 단계 및 모델파일생성부(13)를 이용하여, 입력된 제원 및 데이터를 이용하여, 요소 간의 연결 정보 및 요소 특성 정보를 반영한 모델파일을 설정하는 단계를 포함하는 것이 바람직하다.
In the step S10 according to the present invention, using the design variable input unit 11, inputting the design variables required for helicopter modeling and using the model file generation unit 13, using the input specifications and data, It is preferable to include the step of setting the model file reflecting the connection information and element property information between the elements.

다음으로, 모델생성부(20)를 이용하여, 헬리콥터 비행성 해석을 위한 모델을 생성하는 단계를 수행한다.(S20)Next, the model generation unit 20 performs a step of generating a model for helicopter flight analysis (S20).

상기 S20 단계는 [도 13]에 도시된 바와 같이, 상기 모델변수로딩부(21)를 이용하여, 해석 모델을 설정하는 단계(S21)를 수행하고, 모델구성부(23)를 이용하여, 해석 모델을 생성하는 단계(S23) 및 초기설정부(25)를 이용하여, 해석 모델 중 헬리콥터 설계 변수를 제외한 변수를 초기화하는 단계(S25)를 수행한다.
In the step S20, as shown in FIG. 13, using the model variable loading unit 21, a step S21 of setting an analysis model is performed, and using the model configuration unit 23, the analysis is performed. By using the step S23 of generating the model and the initial setting unit 25, the step S25 of initializing variables excluding the helicopter design variables in the analysis model is performed.

이상 본 발명의 실시예로 설명하였으나 본 발명의 기술적 사상이 상기 실시예로 한정되는 것은 아니며, 본 발명의 기술적 사상을 벗어나지 않는 범주에서 다양한 헬리콥터 비행성 해석 시스템 및 그 해석 방법으로 구현할 수 있다.
Although the embodiments of the present invention have been described above, the technical idea of the present invention is not limited to the above embodiments, and various helicopter flight analysis systems and analysis methods thereof may be implemented without departing from the technical idea of the present invention.

10 : 모델구성모듈부 11 : 설계변수입력부
13 : 모델파일생성부 20 : 모델생성부
21 : 모델변수로딩부 23 : 모델구성부
25 : 초기설정부 30 : 비행성해석모듈부
31 : 정상상태연산 33 : 트림해석
35 : 파라미터스윕해석 37 : 선형화해석10: model configuration module unit 11: design variable input unit
13: model file generation unit 20: model generation unit
21: model variable loading unit 23: model configuration unit
25: initial setting unit 30: flight analysis module unit
31: Steady state operation 33: Trim analysis
35: parameter sweep analysis 37: linearization analysis

Claims (7)

다물체 동력학을 반영하여, 헬리콥터 모델링 요소(Component)에 따른 헬리콥터 비행성 해석을 수행하기 위한 모델 파일을 구성하는 모델구성모듈부;
상기 모델구성모듈부와 연결되어, 상기 모델구성모듈부에서 생성된 모델 파일을 이용하여, 모델을 생성하는 모델생성부; 및
상기 모델생성부와 연결되어, 생성된 비행성 해석 모델을 이용하여 해석하는 비행성해석모듈부를 포함하고,
상기 모델생성부는
비행성 해석 모델 변수를 모델파일에서 읽어 들이는 모델변수로딩부;
상기 모델변수로딩부와 연결되어, 설정된 모델 변수를 이용하여, 비행성 해석 모델을 생성하는 모델구성부를 포함하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 비행성 해석 시스템.
A model configuration module unit configured to reflect a multi-body dynamics and construct a model file for performing helicopter flight analysis according to a helicopter modeling component;
A model generation unit connected to the model construction module unit and generating a model using a model file generated by the model construction module unit; And
Connected to the model generation unit, including a flight analysis module for analyzing using the generated flight analysis model,
The model generation unit
Model variable loading unit for reading the flight analysis model variables from the model file;
And a model constructing unit connected to the model variable loading unit to generate a flight analysis model using the set model variable.
제1항에 있어서,
상기 모델구성모듈부는,
헬리콥터 모델링에 필요한 설계변수를 입력하는 설계변수입력부 및
상기 설계변수입력부와 연결되어, 입력된 제원 및 데이터를 이용하여, 요소 특성 정보가 반영된 모델 파일을 생성하는 모델파일생성부를 포함하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 비행성 해석 시스템.The method of claim 1,
The model configuration module unit,
Design variable input unit for inputting the design variables required for helicopter modeling and
And a model file generation unit connected to the design variable input unit and generating a model file reflecting element characteristic information by using the input specifications and data. 제2항에 있어서,
상기 헬리콥터 모델링 요소는,
동역학 모델링 요소, 공력 모델링 요소, 추진 모델링 요소 중 어느 하나 이상을 포함하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 비행성 해석 시스템.3. The method of claim 2,
The helicopter modeling element,
Helicopter modeling element, aerodynamic modeling element, propulsion modeling element, characterized in that it includes any one or more helicopter flight analysis system. 삭제delete 제1항에 있어서,
상기 비행성해석모듈부는,
트림, 선형 해석 수행 시 이용되는 함수를 해석하는 정상상태연산;
트림상태에서 헬리콥터의 자세, 각속도, 조종입력, 힘과 모멘트를 추출하는 트림해석;
사용자가 선정한 고도, 속도, 중량에 대해 일정 간격으로 값을 변화시켜 트림을 수행하는 파라미터스윕해석;
헬리콥터 안정 미계수 및 동안정성을 확인할 수 있는 선형화 행렬을 생성하는 선형화해석;
시간에 대한 항공기 반응을 확인하는 타임시뮬레이션해석 중 어느 하나 이상을 포함하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 비행성 해석 시스템.The method of claim 1,
The flight analysis module unit,
Steady-state arithmetic to solve functions used in trimming and linear analysis;
Trim analysis to extract the helicopter's attitude, angular velocity, steering input, force and moment in trim;
Parametric sweep analysis for trimming by changing values at predetermined intervals for user-selected altitude, speed, and weight;
Linearization analysis to generate a linearization matrix capable of confirming helicopter stability unknowns and criticality;
Helicopter flight capability analysis system comprising any one or more of the time simulation analysis for checking the aircraft response to time. (a) 모델구성모듈부를 이용하여, 헬리콥터 모델링 요소의 특성을 가진 모델 파일을 생성하는 단계;
(b) 비행성해석모듈부를 이용하여, 헬리콥터 비행성 해석을 위한 모델을 생성하는 단계 및
(c) 비행성해석모듈부를 이용하여, 생성된 모델을 해석하는 단계를 포함하고,
상기 (b)단계는 모델변수로딩부를 이용하여, 해석 모델을 읽어 들이는 단계;
모델구성부를 이용하여, 해석 모델을 생성하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 비행성 해석 방법.(a) generating a model file having characteristics of the helicopter modeling element using the model construction module unit;
(b) generating a model for helicopter flight analysis using the flight analysis module; and
(c) analyzing the generated model using the flight analysis module;
Step (b) reads an analysis model using a model variable loading unit;
Helicopter flight analysis method comprising the step of generating an analysis model using the model configuration. 삭제delete
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