KR101472387B1 - The simulation system of high altitude-low opening skydiving from the helicopter and controlling method for the same - Google Patents
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Abstract
본 발명은 헬리콥터 로터 모델링모듈이 헬리콥터의 로터를 모델링하기위해 깃요소법을 기반으로 한 VBM기법을 이용하여 로터 블레이드를 모사하는 제2 과정과; 상기 헬리콥터/낙하자 간섭 해석모듈이 헬리콥터와 고공낙하하는 낙하자에 작용하는 낙하자세별 낙하 항력을 해석하여 결과를 산출하고 낙하자와 헬리콥터 동체의 간섭 및 항공기 전진 방향에 대한 낙하자의 항력 해석 모델링 결과를 간섭해석하는 제4 과정과; 상기 제4 과정중에 낙하궤적 모델링모듈이 헬리콥터/낙하자 간섭 해석모듈에 의해 산출된 자세별 항력계수와 동체/낙하자간의 간섭 해석 결과를 낙하 동력학 모델에 넣어 해석하여 낙하궤적을 모델링하는 제5 과정을 포함하는 수치기법을 이용한 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션시스템 및 그 제어방법을 제공한다.
상기와 같은 본 발명은 헬리콥터 통합해석 툴(HOST), 전산유체역학(CFD) 툴, 낙하자 인체 모델링, 로터 모델링을 위한 VBM 모델, 궤적 해석을 위한 동역학 모델링을 수행하여 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션을 수행하므로써, 복잡한 헬리콥터의 모션과 주변 유동장 그리고 낙하 궤적 해석을 용이하게 처리할 수 있기때문에 고강강하에 따른 헬리콥터의 여러 특성변화를 명확히 파악하여 헬리콥터 제작에 반영할 수 있으므로 그에 따라 헬리콥터의 설계안정성을 용이하게 확보할 수 있는 효과가 있다.The present invention relates to a helicopter rotor modeling module for simulating a rotor blade of a helicopter using a VBM technique based on a feather element method for modeling a rotor of a helicopter; The helicopter / dumbbell interference analysis module analyzes the dropping drag force by the falling posture acting on the helicopter and the falling dropper, calculates the result, and analyzes the drag force modeling of the dropper on the interference of the dropper and the helicopter fuselage and the forward direction of the aircraft A fourth step of interference analysis of the interference signal; In the fourth step, the fall trajectory modeling module analyzes the fall drag coefficient calculated by the helicopter / dropper interference analysis module and the interference analysis result between the body / faller into the fall dynamics model to model the fall trajectory A helicopter high-drop simulation system and a control method thereof.
The present invention as described above performs a helicopter high-drop simulation by performing a helicopter integration analysis tool (HOST), a computational fluid dynamics (CFD) tool, a dropper human body modeling, a VBM model for rotor modeling, , The complex motion of the helicopter, the surrounding flow field, and the fall trajectory analysis can be easily handled. Therefore, the change of various characteristics of the helicopter due to the high-strength drop can be clearly understood and reflected in the production of the helicopter, There is an effect that can be done.
Description
본 발명은 수치기법을 이용한 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션시스템 및 그 제어방법에 관한 것으로, 특히 헬리콥터 통합해석 툴(HOST), 전산유체역학(CFD) 툴, 낙하자 인체 모델링, 로터 모델링을 위한 VBM 모델, 궤적 해석을 위한 동역학 모델링을 수행하여 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션을 수행하므로써, 헬리콥터의 설계안정성을 용이하게 확보할 수 있는 수치기법을 이용한 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션시스템 및 그 제어방법에 관한 것이다.The present invention relates to a helicopter high-drop simulation system and its control method using a numerical technique, and more particularly to a helicopter integration analysis tool (HOST), a computational fluid dynamics (CFD) tool, a dropper human modeling, a VBM model for rotor modeling, The present invention relates to a helicopter high-drop simulation system and a control method thereof using a numerical method that can easily secure the design stability of a helicopter by performing a dynamics simulation for analysis.
일반적으로 헬리콥터는 양력을 발생시키는 로터 블레이드(rotor blade)라고 불리는 회전 날개를 기관으로 돌려서 생기는 양력과 추진력으로 나는 항공기이며, 수직이착륙과 공중 정지가 가능하고, 회전 날개가 각도를 조정하여 전진, 후진, 횡진을 할 수 있다. 그리고 상기와 같은 헬리콥터에 구비되는 로터 블레이드의 설계는 비행성능, 공력하중 및 소음과 같은 공기역학적인 특성뿐만 아니라 진동, 동력학적 안정성 및 비행특성(handling qualities) 등 블레이드가 직접적인 영향을 미치는 다양한 설계분야에 대한 종합적인 검토를 필요로 한다. 특히 상기와 같은 헬리콥터는 그 특성상 다양한 임무 예컨대, 고공강하(HALO)와 같은 임무를 수행하게 되는데, 이러한 고공강하는 낙하자가 항공기로부터 이탈시에 낙하산을 펼쳐 자유낙하 하는 임무이다. 고공강하(HALO) 기법은 상대적으로 낙하하는 시간이 짧아 적에게 발견될 수 있는 위험을 줄일 수 있으며, 항공기에서 이탈시 낙하자가 빠르게 멀어짐으로써 많은 인원의 낙하시에도 서로간의 충돌 위험이 적다. 이러한 고공강하 임무를 위해서는 낙하자가 낙하 자세를 잡을 수 있도록 손잡이나 발판들의 형상이 필요하고, 항공기 이탈시에 항공기의 돌출물 등에 부딪히는 문제가 없어야 한다. 또한, 후방에 주착륙장치가 위치하는 헬리콥터는 착륙 장치나 지지대(strut)가 동체 표면보다 돌출되어 있어 낙하자가 고공강하시 충돌의 위험이 있다. 그러므로, 상기와 같은 헬리콥터를 개발과정에서는 상기와 같은 고공강하와 같은 임무를 시험평가하기 위해서 풍동시험이나 전산해석을 통해 사전 평가가 필요하다. Generally, a helicopter is an aircraft that generates lift and propulsive force generated by rotating a rotating blade called a rotor blade, which generates a lift, and is capable of vertical takeoff and landing and air stopping, , And can make a lurch. The design of the rotor blades of the helicopter as described above can be applied to a variety of design fields such as vibration, dynamic stability, and handling qualities that directly affect the blade, as well as aerodynamic characteristics such as flight performance, aerodynamic load and noise A comprehensive review is needed. Especially, the above-mentioned helicopter performs various missions such as high altitude (HALO) missions, and this high drop is a mission of releasing a parachute to free fall when a falling person leaves the aircraft. The HALO technique reduces the risk of falling to enemies because of the relatively short fall time, and the risk of collision with each other is low even when a large number of people fall due to the rapid fall of the dropper when leaving the aircraft. For such a high-drop mission, the shape of the handle or foot plates is required to allow the dropper to fall, and there should be no problems with the projections of the aircraft when the aircraft leaves the aircraft. In addition, the helicopter where the main landing gear is located at the rear, the landing gear or the strut protrudes from the surface of the fuselage. Therefore, in the development process of the helicopter, it is necessary to perform preliminary evaluation through wind tunnel test or computational analysis in order to test and evaluate the mission such as the above-mentioned high-drop.
그러면, 상기와 같은 종래 고공강하를 고려한 헬리콥터 설계 방법을 도 1을 참고로 살펴보면, 인체 모델의 지상 자유 낙하 시험을 통한 궤적을 확인하는 제1 단계(S100)와;Referring to FIG. 1, a helicopter design method considering the above-described conventional high-level drop will be described. Referring to FIG. 1, a first step S100 of confirming a trajectory through a ground free fall test of a human body model;
상기 제1 단계(S100)후에 인체 모델의 비행 자유 낙하 충돌 시험을 통한 궤적을 확인하는 제2 단계(S101)와;A second step (S101) of confirming a trajectory through the free-flying collision test of the human body model after the first step (S100);
상기 제2 단계(S101)후에 제자리비행시 낙하자의 고공강하를 시험하는 제3 단계(S102)와;A third step (S102) of testing the high drop of the dropper during the second flight (S101);
상기 제3 단계(S102)후에 낙하자의 전진비행시 고공강하 시험을 통한 최대 전진속도를 설정한 후 종료하는 제4 단계(S103)를 포함하여 구성된다.And a fourth step (S103) of setting the maximum advancing speed through the high drop test during the forward flight of the dropper after the third step (S102) and ending the process.
한편, 상기와 같은 종래 고공강하를 고려한 헬리콥터 설계 방법을 좀 더 구체적으로 살펴보면, 고공강하를 고려한 헬리콥터를 설계하기위해서는 고공강하에 용이 하도록 헬리콥터 형상을 결정 하거나(전륜 주착륙 장치 적용이나 스키드 타입(Skid type) 착륙 장치 적용) 혹은 헬리콥터 후방에 외부 돌출물이나 착륙장치 존재시에는, 낙하자의 충돌 위험성 때문에 다수의 시험과 비행시험을 실행하게된다. 따라서, 상기와 같은 종래 설계방법을 위해서는 먼저, 인체 모델의 지상 자유 낙하 시험을 통한 궤적을 확인하는 제1 단계(S100)를 수행하게되는데, 이때, 인체 더미(dummy)모델을 활용한 지상에서의 낙하 시험을 하고, 이를 통해 인체 모델의 낙하시의 운동 특성을 구하므로, 궤적 결과를 활용하여 인체 모델 비행 자유 낙하 충돌 시험시 시험 횟수를 줄일 수 있게한다. 또한, 상기와 같은 제1 단계(S100)후에 인체 모델의 비행 자유 낙하 충돌 시험을 통한 궤적을 확인하는 제2 단계(S101)를 수행하게되는데, 이 제2 단계(S101)에는 인체 더미 모델을 활용하여 비행시 자유 낙하 충돌 시험을 수행하고 그러한 시험을 통해 실제 낙하자 비행시험시의 시험 횟수를 줄일 수 있게한다. 이에 더하여, 상기 제2 단계(S101)후에 낙하자가 제자리비행시 고공강하를 시험하는 제3 단계(S102)를 수행하는데, 이 제3 단계(S102)에는 실제 낙하자의 고공강하를 제자리 비행부터 시작하여 점진적으로 전진비행속도를 증가 시키며 안전한 고공강하가 가능한 최대 속도를 확인하게된다. 그리고, 상기 제3 단계(S102)후에 낙하자의 전진비행시 고공강하 시험을 통한 최대 전진속도를 설정한 후 종료하는 제4 단계(S103)를 수행한다. In order to design the helicopter considering the high drop, it is necessary to determine the shape of the helicopter to facilitate the high drop (such as application of a front wheel landing gear or skid type type landing gear) or in the presence of an external overhang or landing gear behind the helicopter, a number of tests and flight tests are carried out due to the risk of collision of the dropper. Therefore, in order to perform the above-mentioned conventional design method, first, a first step (S100) of confirming a locus through a ground free fall test of a human body model is performed. At this time, The drop test is performed to obtain the motion characteristics of the human body when the human body falls, so that it is possible to reduce the number of times of the human body model free fall impact test using the trajectory results. After the first step S100, a second step S101 of checking the trajectory through the free-flying collision test of the human body model is performed. In this second step S101, a human dummy model is utilized To perform a free fall impact test during flight and to reduce the number of tests during the actual dropper flight test. In addition, after the second step S101, a third step S102 of testing the high drop when the drop falls is performed. In the third step S102, the high drop of the actual drop is started from the first drop Gradually increases the forward flight speed and confirms the maximum speed at which safe high-drop is possible. After the third step (S102), a fourth step (S103) is performed in which the maximum advancing speed through the high-drop test is set during the forward flight of the dropper and then the end is terminated.
그러나, 상기와 같은 종래 고공강하를 고려한 헬리콥터 설계 방법은 고공강하 임수 수행을 위한 헬리콥터 형상이 도 2의 (a)에서와 같이 전륜이 주 착륙 장치이거나, 또는 도 2의 (b)에서와 같이 스키드 타입(Skid type) 착륙 장치를 갖고 있어서, 고공강하 시 낙하자의 충돌 위험이 매우 적기 때문에 사전 평가를 수행하지 않았기 때문에 주 착륙장치 또는 외부 돌출물이 낙하 지점의 후방에 위치한 경우 위험을 감수하면서 수차례의 점진적인 시험을 통해 고공강하 임무의 가능성 여부를 시험 하여야 하므로 그에 따라 많은 시험비용과 위험이 따른 다는 문제점이 있었다.However, in the helicopter design method considering the above-described conventional high-drop, the helicopter shape for performing the high-low-drop operation is the main landing gear as shown in FIG. 2 (a) Type skid type landing gear so that when the main landing gear or the external overhangs are located behind the drop point because of the very low risk of collision with the dropper during high dropping, Since there is a need to test the possibility of high-drop-down tasks through progressive testing, there has been a problem in that a lot of test costs and risks are incurred.
이에 본 발명은 상기와 같은 종래기술의 문제점을 해결하기 위해 발명된 것으로, 수치기법을 이용하여 복잡한 헬리콥터의 모션과 주변 유동장 그리고 낙하 궤적 해석을 용이하게 처리할 수 있기 때문에 고강강하에 따른 헬리콥터의 여러 특성변화를 명확히 파악하여 헬리콥터 제작에 반영할 수 있으므로 그에 따라 헬리콥터의 설계안정성을 용이하게 확보할 수 있는 수치기법을 이용한 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션시스템 및 그 제어방법을 제공함에 그 목적이 있다.Accordingly, it is an object of the present invention to solve the above-mentioned problems of the prior art, and it is an object of the present invention to provide a helicopter which can cope with a motion of a complex helicopter, a peripheral flow field, The present invention provides a helicopter high-drop simulation system and a control method thereof using a numerical technique that can easily grasp a design stability of a helicopter because it can be clearly reflected on characteristics changes and reflected in the production of a helicopter.
본 발명의 또 다른 목적은 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션작업을 실제 인원과 장비 투입없이 수치기법을 이용하여 간편하게 처리할 수 있으므로 그에 따라 헬리콥터의 설계품질을 극대화시키는 수치기법을 이용한 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션시스템 및 그 제어방법을 제공하는데 있다.It is another object of the present invention to provide a helicopter high-drop simulation system and its control using a numerical technique that maximizes the design quality of the helicopter because the helicopter high-drop simulation can be easily processed using numerical techniques without inputting actual personnel and equipment Method.
상기와 같은 목적을 달성하기위한 본 발명은 고공강하 임무 수행을 위한 헬리콥터 전진 비행조건하에서 설정된 해석툴을 이용하여 헬리콥터의 동체 자세와 로터의 정보를 해석하여 출력시키는 헬리콥터 전진비행 조건 해석모듈과;According to an aspect of the present invention, there is provided a helicopter forward flight condition analysis module for analyzing and outputting information on a body posture and a rotor of a helicopter using an analysis tool set under a helicopter forward flight condition for performing a high-level drop mission;
상기 헬리콥터의 로터를 모델링하기위해 깃요소법(Blade Element Theory)을 기반으로 하여 로터 블레이드를 모사하는 헬리콥터 로터 모델링모듈과;A helicopter rotor modeling module for modeling the rotor of the helicopter based on a Blade Element Theory;
상기 헬리콥터에서 고공낙하하는 낙하자가 낙하순간에 헬리콥터 외부돌출물과의 충돌 여부에 대해 설정된 인체 모델을 채택하여 모델링하는 낙하자 인체 모델링모듈과;A falling human body modeling module that adopts and models a human body model set for collision with a helicopter external protrusion at a moment when a falling person falls from the helicopter;
상기 헬리콥터와 고공낙하하는 낙하자에 작용하는 낙하자세별 낙하 항력을 해석하여 결과를 산출하고 낙하자와 헬리콥터 동체의 간섭 및 항공기 전진 방향에 대한 낙하자의 항력 해석 모델링 결과를 간섭해석하는 헬리콥터/낙하자 간섭 해석모듈과;A helicopter / dropper that interprets the dropping drag force acting on the helicopter and the dropper falling down by the dropping posture, calculates the result, calculates the result of interference analysis between the dropper and the helicopter's body, An interference analysis module;
상기 헬리콥터/낙하자 간섭 해석모듈에 의해 산출된 자세별 항력계수와 동체/낙하자간의 간섭 해석 결과를 낙하 동력학 모델에 넣어 해석하여 낙하궤적을 모델링하는 낙하궤적 모델링모듈을 포함하는 수치기법을 이용한 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션시스템을 제공한다.A helicopter using a numerical technique including a fall trajectory modeling module for modeling a fall trajectory by interpreting the drag force coefficient calculated by the helicopter / dropper interference analysis module and the interference analysis result between the body / A high-drop simulation system is provided.
본 발명의 또 다른 특징은 헬리콥터 전진비행 조건 해석모듈이 고공강하 임무 수행을 위한 헬리콥터 전진 비행조건하에서 설정된 해석툴을 이용하여 헬리콥터의 동체 자세와 로터의 정보를 해석하여 출력시키는 제1 과정과;According to another aspect of the present invention, there is provided a helicopter forward flight condition analysis module comprising: a first process of analyzing and outputting information on a posture of a helicopter and a rotor using an analysis tool set under a helicopter forward flight condition for performing a high-altitude mission;
상기 제1 과정중에 헬리콥터 로터 모델링모듈이 헬리콥터의 로터를 모델링하기위해 깃요소법(Blade Element Theory)을 기반으로 한 VBM(Virtual Blade Modelling) 기법을 이용하여 로터 블레이드를 모사하는 제2 과정과;A second process of simulating a rotor blade using a VBM (Virtual Blade Modeling) technique based on a Blade Element Theory to model a helicopter rotor during the first process;
상기 제2 과정중에 낙하자 인체 모델링모듈이 헬리콥터에서 고공낙하하는 낙하자가 낙하순간에 헬리콥터 외부돌출물과의 충돌 여부에 대해 설정된 인체 모델을 채택하여 모델링하는 제3 과정과;A third step of modeling the human body modeling module by adopting a human body model set for collision with a helicopter external protrusion at a moment when a falling person falling from the helicopter falls down during the second process;
상기 제3 과정중에 헬리콥터/낙하자 간섭 해석모듈이 헬리콥터와 고공낙하하는 낙하자에 작용하는 낙하자세별 낙하 항력을 해석하여 결과를 산출하고 낙하자와 헬리콥터 동체의 간섭 및 항공기 전진 방향에 대한 낙하자의 항력 해석 모델링 결과를 간섭해석하는 제4 과정과;During the third process, the helicopter / dribbler interference analysis module interprets the falling drag force acting on the helicopter and the falling dribbler falling down by the falling posture, calculates the result, calculates the interference between the dribbler and the helicopter fuselage, A fourth step of interference analysis of the result of the drag analysis modeling;
상기 제4 과정중에 낙하궤적 모델링모듈이 헬리콥터/낙하자 간섭 해석모듈에 의해 산출된 자세별 항력계수와 동체/낙하자간의 간섭 해석 결과를 낙하 동력학 모델에 넣어 해석하여 낙하궤적을 모델링하는 제5 과정을 포함하는 수치기법을 이용한 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션시스템의 제어방법을 제공한다.In the fourth step, the fall trajectory modeling module analyzes the fall drag coefficient calculated by the helicopter / dropper interference analysis module and the interference analysis result between the body / faller into the fall dynamics model to model the fall trajectory To provide a control method of a helicopter high-drop simulation system using a numerical technique including a numerical method.
상기와 같은 본 발명에 의하면, 헬리콥터 통합해석 툴(HOST), 전산유체역학(CFD) 툴, 낙하자 인체 모델링, 로터 모델링을 위한 VBM 모델, 궤적 해석을 위한 동역학 모델링을 수행하여 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션을 수행하므로써, 복잡한 헬리콥터의 모션과 주변 유동장 그리고 낙하 궤적 해석을 용이하게 처리할 수 있기 때문에 고강강하에 따른 헬리콥터의 여러 특성변화를 명확히 파악하여 헬리콥터 제작에 반영할 수 있으므로 그에 따라 헬리콥터의 설계안정성을 용이하게 확보할 수 있는 효과가 있다.According to the present invention, a helicopter integration analysis tool (HOST), a computational fluid dynamics (CFD) tool, a dropper human body modeling, a VBM model for rotor modeling, and a kinematic modeling for trajectory analysis are performed, , It is possible to easily handle the motion of the complex helicopter, the surrounding flow field, and the fall trajectory analysis, so that it is possible to clearly understand the change of the characteristics of the helicopter according to the high-strength drop and to reflect it in the production of the helicopter. It is possible to secure the effect.
상기와 같은 본 발명은 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션작업을 실제 인원과 장비 투입없이 수치기법을 이용하여 간편하게 처리할 수 있으므로 그에 따라 헬리콥터의 설계품질을 극대화시키는 효과도 있다.The present invention as described above can easily process the helicopter high-drop simulation work using a numerical technique without inputting actual personnel and equipment, thereby maximizing the design quality of the helicopter.
도 1은 종래 고공강하를 고려한 헬리콥터 설계방법을 설명하는 설명도.
도 2의 (a-b)는 종래 고공강하를 고려한 헬리콥터 형상의 일례를 설명하는 설명도.
도 3은 본 발명에 따른 수치기법을 이용한 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션시스템을 설명하는 설명도.
도 4는 본 발명에 따른 헬리콥터/낙하자 간섭 해석모듈에 의해 산출된 낙하자에 작용하는 표면 압력과 유선 결과를 설명하는 설명도.
도 5는 본 발명에 따른 낙하궤적 모델링모듈에 의해 산출된 낙하자에게 작용하는 전진방향에 대한 공기력과 낙하시 받게 될 낙하항력, 그리고 로터의 내림흐름을 전산유체역학 해석을 통해 구하고, x축과 z축 방향에 대해 작용하는 힘을 나타내는 설명도.
도 6은 본 발명장치에 의해 구현된 낙하자에 작용하는 힘과 공기력의 운동 방정식을 풀어 궤적을 예측하는 그래프.
도 7은 본 발명의 플로우차트.
도 8은 본 발명장치에 의해 구현된 궤적 예측 결과를 헬리콥터 동체와 낙하자의 간섭 점검을 위해 CATIA를 이용하여 모델링한 결과를 설명하는 설명도.
도 9는 본 발명장치에 의해 구현된 인체 중량 모델(5th, 95th weight model)에 대한 결과를 설명하는 설명도.FIG. 1 is an explanatory view illustrating a helicopter design method considering a conventional high-drop. FIG.
Fig. 2 (ab) is an explanatory view for explaining an example of a helicopter shape taking into consideration a conventional high-level drop;
FIG. 3 is an explanatory view illustrating a helicopter high-drop simulation system using a numerical technique according to the present invention. FIG.
FIG. 4 is an explanatory view for explaining surface pressure and wire results on the dropper calculated by the helicopter / dropper interference analysis module according to the present invention; FIG.
FIG. 5 is a graph showing the results of computational fluid dynamics analysis of an aerodynamic force acting on a falling person, a falling drag to be received upon falling, and a descending flow of a rotor, which are calculated by the falling trajectory modeling module according to the present invention, and a force acting on the z-axis direction.
6 is a graph for predicting the trajectory by solving the equations of motion of force and air force acting on the dropper implemented by the apparatus of the present invention.
7 is a flowchart of the present invention.
8 is an explanatory view for explaining a result of modeling the trajectory prediction result implemented by the apparatus of the present invention using CATIA for checking interference between a helicopter body and a dropper.
FIG. 9 is an explanatory view for explaining the results of the 5th and 95th weight models implemented by the apparatus of the present invention; FIG.
이하, 본 발명에 따른 수치기법을 이용한 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션시스템의 바람직한 실시예를 첨부된 도면을 참조하여 설명한다.Hereinafter, a preferred embodiment of a helicopter high-drop simulation system using a numerical technique according to the present invention will be described with reference to the accompanying drawings.
그러나 본 발명은 여기서 설명되어지는 본 발명에 따른 수치기법을 이용한 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션시스템의 실시예들에 한정되지 않고 다른 형태로 구체화될 수도 있다. 오히려, 여기서 소개되는 실시예들은 개시된 내용이 철저하고 완전해질 수 있도록 그리고 당업자에게 본 발명의 사상이 충분히 전달될 수 있도록 하기 위해 제공되는 것이다. 명세서 전체에 걸쳐서 동일한 참조번호들은 동일한 구성요소들을 나타낸다. 한편, 본 명세서에서 사용된 용어는 실시예들을 설명하기 위한 것이며 본 발명을 제한하고자 하는 것은 아니다. 본 명세서에서, 단수형은 문구에서 특별히 언급되지 않는 한 복수형도 포함된다. 명세서에서 사용되는 "포함한다(comprises)." 및/또는 "포함하는(comprising)"은 언급된 구성요소, 단계, 동작 및/또는 소자가 하나 이상의 다른 구성요소, 단계, 동작 및/또는 소자의 존재 또는 추가를 배제하지 않는다. However, the present invention may be embodied in other forms without being limited to the embodiments of the helicopter high-drop simulation system using the numerical technique according to the present invention described herein. Rather, the embodiments disclosed herein are provided so that the disclosure can be thorough and complete, and will fully convey the scope of the invention to those skilled in the art. Like reference numerals designate like elements throughout the specification. It is to be understood that the terminology used herein is for the purpose of describing particular embodiments only and is not intended to be limiting of the invention. In the present specification, the singular form includes plural forms unless otherwise specified in the specification. The term " comprises " And / or "comprising" does not exclude the presence or addition of one or more other elements, steps, operations, and / or elements.
실시예Example
도 3은 본 발명에 따른 수치기법을 이용한 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션시스템의 일실시예를 개략적으로 설명하는 설명도이고, 도 4는 본 발명에 따른 헬리콥터/낙하자 간섭 해석모듈에 의해 산출된 낙하자에 작용하는 표면 압력과 유선 결과를 설명하는 설명도이며, 도 5는 본 발명에 따른 낙하궤적 모델링모듈에 의해 산출된 낙하자에게 작용하는 전진방향에 대한 공기력과 낙하시 받게 될 낙하항력, 그리고 로터의 내림흐름을 전산유체역학 해석을 통해 구하고, x축과 z축 방향에 대해 작용하는 힘을 나타내는 설명도이고, 도 6은 본 발명장치에 의해 구현된 낙하자에 작용하는 힘과 공기력의 운동 방정식을 풀어 궤적을 예측하는 그래프이며, 도 7은 본 발명의 플로우차트이고, 도 8은본 발명장치에 의해 구현된 궤적 예측 결과를 헬리콥터 동체와 낙하자의 간섭 점검을 위해 CATIA를 이용하여 모델링한 결과를 설명하는 설명도이며, 도 9는 본 발명장치에 의해 구현된 인체 중량 모델(5th, 95th weight model)에 대한 결과를 설명하는 설명도이다.FIG. 3 is an explanatory view schematically illustrating an embodiment of a helicopter high-drop-down simulation system using a numerical technique according to the present invention. FIG. 4 is a graph showing a simulation result of a helicopter drop- FIG. 5 is a graph for explaining the effect of the air force on the forward direction acting on the dropper calculated by the falling trajectory modeling module according to the present invention, the drop drag to be received upon dropping, FIG. 6 is a graph showing the force acting on the dropper realized by the apparatus of the present invention and the equation of motion of the aerodynamic force FIG. 7 is a flowchart of the present invention, and FIG. 8 is a graph for predicting a trajectory of a helicopter, FIG. 9 is an explanatory view for explaining the results of the 5th and 95th weight models implemented by the apparatus of the present invention. FIG.
도 3을 참조하면, 본 발명의 일실시예에 따른 수치기법을 이용한 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션시스템은, Referring to FIG. 3, a helicopter high-drop simulation system using a numerical technique according to an embodiment of the present invention includes:
고공강하 임무 수행을 위한 헬리콥터 전진 비행조건하에서 설정된 해석툴을 이용하여 헬리콥터(1)의 동체 자세와 로터의 정보를 해석하여 출력시키는 헬리콥터 전진비행 조건 해석모듈(2)과;A helicopter forward flight condition analysis module (2) for analyzing and outputting information on a body posture and a rotor of the helicopter (1) using an analysis tool set under a helicopter forward flight condition for performing a high - lowdown mission;
상기 헬리콥터(1)의 로터를 모델링하기위해 깃요소법(Blade Element Theory)을 기반으로 한 VBM(Virtual Blade Modelling) 기법을 이용하여 로터 블레이드를 모사하는 헬리콥터 로터 모델링모듈(3)과;A helicopter
상기 헬리콥터(1)에서 고공낙하하는 낙하자가 낙하순간에 헬리콥터 외부돌출물과의 충돌 여부에 대해 설정된 인체 모델(4)을 채택하여 모델링하는 낙하자 인체 모델링모듈(5)과;A falling human
상기 헬리콥터(1)와 고공낙하하는 낙하자에 작용하는 낙하자세별 낙하 항력을 해석하여 결과를 산출하고 낙하자와 헬리콥터 동체의 간섭 및 항공기 전진 방향에 대한 낙하자의 항력 해석 모델링 결과를 간섭해석하는 헬리콥터/낙하자 간섭 해석모듈(6)과;A helicopter (1) and a helicopter (1) for analyzing the dropping drag force acting on the dropper falling down by the falling position and calculating the result and calculating interference and interference analysis results of modeling the drag drop of the dropper with respect to the interference of the dropper and the helicopter / Collider interference analysis module (6);
상기 헬리콥터/낙하자 간섭 해석모듈(6)에 의해 산출된 자세별 항력계수와 동체/낙하자간의 간섭 해석 결과를 낙하 동력학 모델에 넣어 해석하여 낙하궤적을 모델링하는 낙하궤적 모델링모듈(7)을 포함하여 구성된다.A falling
그리고 상기 헬리콥터 전진비행 조건 해석모듈(2)은 헬리콥터의 동체 자세와 로터의 정보를 예컨대, 헬리콥터 통합 해석 툴인 Eurocopter사의 HOST을 이용하여 해석한다. 이때, 상기 헬리콥터의 고공강하 임무 수행을 위한 헬리콥터 전진 비행 속도는 80kts 내외의 속도로 가정한다. 그리고, 상기 헬리콥터의 전진비행시의 예컨대, HOST를 통하여 예측된 헬리콥터의 자세 및 로터 Tip Path Plane(TPP)의 정보는 Forward Flight Speed: 80kts, Pitch Attitude: 2.4deg, Rotor TPP: -3.9deg 로 설정한다. 여기서 상기 로터의 내림흐름(downwash) 해석을 위한 모멘텀 이론에 기반한 actuator disk 방법은 유도속도(Vi)에 해당하는 속도 프로파일(velocity profile)이 이용 되고, 정확한 모사를 위한 깃요소법을 이용하기 위해서는 블레이드의 사이클릭 및 플래핑 정보를 사용한다. 이때, 상기 로터 블레이드의 사이클릭 모션과 플래핑 모션에 대한 식은 수학식 1과 같이 나타낼 수 있다.The helicopter forward flight
(수학식 1)(1)
상기와 같이 산출된 로터의 사이클릭과 플래핑에 각 계수 및 설명은 다음과 같다.The coefficients and descriptions for the cyclic and flapping of the rotor thus calculated are as follows.
- Θ0= -0.40771 deg : Collective Pitch- Θ 0 = -0.40771 deg: Collective Pitch
- Θ1= about 12 deg : Blade Twist- Θ 1 = about 12 deg: Blade Twist
- Θ1c= 1.1623 deg : Long. Cyclic-? 1c = 1.1623 deg: Long. Cyclic
- Θ1s= -4.0955 deg : Lateral Cyclic-? 1s = -4.0955 deg: Lateral Cyclic
- β0= -3.7286 deg : Coning Angle- β 0 = -3.7286 deg: Coning Angle
- β1c= -1.2634 deg : Long. Flapping-? 1c = -1.2634 deg: Long. Flapping
- β1s= 0.69767 deg : Lateral Flapping- β 1s = 0.69767 deg: Lateral Flapping
한편, 상기 헬리콥터 로터 모델링모듈(3)은 헬리콥터 로터 블레이드를 모델링하기위해 예컨대, 헬리콥터 로터 블레이드를 직경이 10m가 넘고, 높은 세장비(aspect ratio)를 갖는 것으로 가정한다. 따라서, 상기와 같은 로터 모델링을 위해 전산유체역학(CFD)를 이용한 해석시에는 많은 격자를 필요로 하고, 또한 정확도를 위해 y+ < 1 수준 격자 생성시 블레이드당 천만개 정도의 격자를 필요로 한다. 또한, 상기와 같은 CFD를 활용한 방법은 구현의 제약이 적고 높은 정확도를 갖으나, 형상모델링 및 해석을 수행하는데 있어서 많은 인적자원과 비용 및 시간을 필요로 하는 단점이 있다. 뿐만아니라, 상기와 같은 헬리콥터 로터를 해석하는데 있어서 해석의 정확도 이외에도 해석시간, 계산장비, 모델링의 편리성 또한 중요한 고려 변수라 할 수 있다. 더 나아가, 상기 헬리콥터의 로터나 덕트팬(Duct Fan) 또는 프로펠러와 같이 회전하는 물체를 단순하게 모델링하여 양력면을 모사한 것을 Actuator Disk라고 하는데, 이는 Momentum Theory를 근간으로 하여 경계 조건을 모멘텀과 에너지 항을 이용하여 Disk을 uniform하게 모델링하는 방법과 깃요소법을 이용하여 non-uniform 모델링을 하여 압력 또는 속도 프로파일을 입력값으로하여 경계조건을 부여하여 공력해석을 하는 방법이다. 여기서, 상기와 같은 헬리콥터 로터 모델링모듈(3)은 Actuator Disk 보다 한단계 앞선 깃요소법(Blade Element Theory)를 기반으로 하여 예컨대, Fluent사의 VBM(Virtual Blade Modelling) 기법을 이용하여 로터 블레이드를 모사한다. 예컨대, 상기 헬리콥터의 모델링을 위한 격자 정보 및 해석 기법은 보수적인 해석을 위해 대기 조건을 -40℃의 큰 밀도 조건을 사용하였고 다음과 같이 가정한다.On the other hand, the helicopter
(1) 격자 정보(1) lattice information
- Rotor Disk: Structure Mesh(1 Cell HEXA Grid for VBM)- Rotor Disk: Structure Mesh (1 Cell HEXA Grid for VBM)
- Fuselage, Human Body: Unstructured Mesh(Tetra Grid)- Fuselage, Human Body: Unstructured Mesh (Tetra Grid)
- Total Mesh Size: Elements 2.4M, Node 0.43M- Total Mesh Size: Elements 2.4M, Node 0.43M
- Mesh Generation Tool: ICEM-CFD- Mesh Generation Tool: ICEM-CFD
(2) 해석 조건(2) Analysis condition
- CFD Analysis Tool: Fluent- CFD Analysis Tool: Fluent
- Used Method: VBM(Virtual Blade Modeling), Trimmed Condition(ct=0.005)- Used Method: Virtual Blade Modeling (VBM), Trimmed Condition (ct = 0.005)
- Solver Setting: Compressible N-S, S-A Turb. Model, P-Base Coupled Solver- Solver Setting: Compressible N-S, S-A Turb. Model, P-Base Coupled Solver
- Environmental Condition : 80kts@1200ft, -40℃- Environmental Condition: 80kts @ 1200ft, -40 ℃
한편, 상기 낙하자 인체 모델링모듈(5)은 예컨대, 고공강하 임무를 위한 낙하자가 주낙하산를 포함하여 20kg 가량의 배낭을 지니고, 보조낙하산과 헬맷을 착용하는 것으로 설정한다. 이때, 상기 낙하자 인체 모델링모듈(5)은 본 발명의 시뮬레이션의 목적이 낙하순간에 낙하자와 헬리콥터 외부돌출물과의 충돌 여부에 대한 전산 시뮬레이션이므로, 신장이 크면서도(95th Size Model), 체중이 가벼운(5th Weight Model) 인체 모델을 채택하여 모델링 한다. 여기서, 상기 낙하자 인체 모델링모듈(5)은 전산해석시 낙하자의 팔과 다리의 움직임을 모사할 수 없어, 낙하시의 일반적인 자세인, 팔을 펼치고 다리는 자세를 잡는 형상으로 모델링을 수행한다. On the other hand, the dropping human
더 나아가, 상기 헬리콥터/낙하자 간섭 해석모듈(6)은 도 4 및 도 5에 도시된 바와같이 낙하자(혹은 낙하물)의 낙하 항력을 해석한다. 이때, 상기 낙하물은 자유 낙하 시 중력의 영향으로 낙하 속도가 점점 증가 하지만, Terminal speed에 도달할 경우 더 이상 속도가 증가 되지 않는 낙하 항력이 반력으로 작용한다. Furthermore, the helicopter / dumbbell
더 나아가, 상기 헬리콥터/낙하자 간섭 해석모듈(6)에 해석되는 헬리콥터 로터는 VBM 기법을 이용하여 블레이드를 모사하기 위해 Thin Disk 형태의 격자를 생성하여 해석하고, 헬리콥터 객실(Cabin)의 공동(Cavitation) 효과를 고려하여 Open Door 형태로 동체를 모델링 한다.Further, the helicopter rotor interpreted by the helicopter / dumbbell
한편, 상기 낙하궤적 모델링모듈(7)은 도 5에 도시된 바와같이 낙하궤적을 산출하게 되는데, 이 과정에서 낙하자가 헬리콥터의 전진속도로 인한 포텐셜 에너지를 가지며, 낙하시 중력을 갖게 되고, 이에 대한 반력으로는 전진비행시 낙하자 측면에 걸리는 항력과 낙하 항력이 작용하며, 로터 블레이드의 내림흐름은 낙하시 중력 방향으로 작용한다.5, the falling
다음에는 상기와 같은 구성으로 된 본 발명의 제어방법을 설명한다.Next, the control method of the present invention having the above-described configuration will be described.
본 발명의 방법은 도 7에 도시된 바와 같이 초기상태(S1)에서 헬리콥터 전진비행 조건 해석모듈이 고공강하 임무 수행을 위한 헬리콥터 전진 비행조건하에서 설정된 해석툴을 이용하여 헬리콥터의 동체 자세와 로터의 정보를 해석하여 출력시키는 제1 과정(S2)과;7, in the initial state S1, the helicopter forward flight condition analysis module analyzes the helicopter's body posture and the rotor information using an analysis tool set under the helicopter forward flight condition for high- (S2) of interpolating and outputting the signal;
상기 제1 과정(S2)중에 헬리콥터 로터 모델링모듈이 헬리콥터의 로터를 모델링하기위해 깃요소법(Blade Element Theory)을 기반으로 한 VBM(Virtual Blade Modelling) 기법을 이용하여 로터 블레이드를 모사하는 제2 과정(S3)과;During the first step S2, the helicopter rotor modeling module performs a second process of modeling the rotor of the helicopter using a VBM (Virtual Blade Modeling) technique based on Blade Element Theory S3);
상기 제2 과정(S3)중에 낙하자 인체 모델링모듈이 헬리콥터에서 고공낙하하는 낙하자가 낙하순간에 헬리콥터 외부돌출물과의 충돌 여부에 대해 설정된 인체 모델을 채택하여 모델링하는 제3 과정(S4)과;A third step (S4) of adopting and modeling a human body model set for collision with a helicopter external protrusion at the moment when a falling person falling down from the helicopter falls down during the second process (S3);
상기 제3 과정(S4)중에 헬리콥터/낙하자 간섭 해석모듈이 헬리콥터와 고공낙하하는 낙하자에 작용하는 낙하자세별 낙하 항력을 해석하여 결과를 산출하고 낙하자와 헬리콥터 동체의 간섭 및 항공기 전진 방향에 대한 낙하자의 항력 해석 모델링 결과를 간섭해석하는 제4 과정(S5)과;During the third process (S4), the helicopter / dribbler interference analysis module analyzes the falling drag force acting on the helicopter and the falling dribbler falling down by the falling posture, calculates the result, and calculates the interference between the dribbler and the helicopter, A fourth step (S5) of interference analysis of the drag analysis modeling result of the dropper;
상기 제4 과정(S5)중에 낙하궤적 모델링모듈이 헬리콥터/낙하자 간섭 해석모듈(6)에 의해 산출된 자세별 항력계수와 동체/낙하자간의 간섭 해석 결과를 낙하 동력학 모델에 넣어 해석하여 낙하궤적을 모델링하는 제5 과정(S6)을 포함하여 구성된다.During the fourth process (S5), the fall trajectory modeling module interprets the drag force coefficient calculated by the helicopter / dropper
그리고 상기 제2 과정(S3)에는 깃요소법의 이용을 위해 블레이드의 사이클릭 및 플래핑 정보를 사용하는 깃요소법정보 이용단계를 더 포함한다. 이때, 상기 로터 블레이드의 사이클릭 모션과 플래핑 모션에 대한 식은 수학식 1과 같이 나타낼 수 있다.
In the second step S3, the use of the blade element method information using the cyclic and flapping information of the blades is utilized for the use of the feather element method. In this case, the expression for the cyclic motion and the flapping motion of the rotor blade can be expressed by Equation (1).
다시말해서, 본 발명시스템을 이용하여 고공낙하를 위한 헬리콥터의 시뮬레이션을 할 경우 먼저, 헬리콥터 전진비행 조건 해석모듈(2)이 고공강하 임무 수행을 위한 헬리콥터 전진 비행조건하에서 설정된 해석툴을 이용하여 헬리콥터의 동체 자세와 로터의 정보를 해석하여 출력시킨다. 그리고 상기 제1 과정중에 헬리콥터 로터 모델링모듈(3)은 헬리콥터의 로터를 모델링하기위해 깃요소법(Blade Element Theory)를 기반으로 하여 VBM(Virtual Blade Modelling) 기법을 이용하여 로터 블레이드를 모사한다. 또한 상기와 같은 방법을 통해 로터 블레이드를 모사한 후에 낙하자 인체 모델링모듈(5)은 헬리콥터에서 고공낙하하는 낙하자가 낙하순간에 헬리콥터 외부돌출물과의 충돌 여부에 대해 설정된 인체 모델을 채택하여 모델링한다. 더 나아가, 상기와 같이 인체 모델을 채택하여 모델링한 후에 헬리콥터/낙하자 간섭 해석모듈(6)은 헬리콥터와 고공낙하하는 낙하자에 작용하는 낙하자세별 낙하 항력을 해석하여 결과를 산출하고 낙하자와 헬리콥터 동체의 간섭 및 항공기 전진 방향에 대한 낙하자의 항력 해석 모델링 결과를 간섭해석한다. 한편, 상기 과정후에 낙하궤적 모델링모듈(7)은 헬리콥터/낙하자 간섭 해석모듈(6)에 의해 산출된 자세별 항력계수와 동체/낙하자간의 간섭 해석 결과를 낙하 동력학 모델에 넣어 해석하여 낙하궤적을 모델링하므로써, 고공낙하를 위한 헬리콥터를 시뮬레이션하게된다.In other words, when simulating a helicopter for high-altitude descent by using the system of the present invention, the helicopter forward flight condition analysis module (2) analyzes the helicopter using the analysis tool set under the helicopter forward flight condition for high- Analyzes and outputs the body posture and rotor information. During the first process, the helicopter
한편, 본 발명의 수치기법을 이용한 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션시스템(8)은 시뮬레이션 결과, 도 5에 도시된 바와같이 낙하자에게 작용하는 전진방향에 대한 공기력과 낙하시 받게 될 낙하항력, 그리고 로터의 내림흐름을 전산유체역학 해석을 통해 구하고, x축과 z축 방향에 대해 작용하는 힘을 확인할 수 있다. 여기서, 상기 x축 방향에 대해서 낙하자는 객실에서 공중으로 이동시 항공기의 전진비행 속도와 동일한 속도를 가짐으로 이에 해당하는 힘을 갖게 되는데, 이 힘은 낙하자에게 작용하는 동압과 동일하고, 낙하자에게 작용하는 공기 저항으로 인해 낙하자의 전진속도는 점점 줄게 된다. 또한 상기 z축 방향에 대해서 낙하자는 중력과 로터 내림흐름에 의한 공기력 갖으며, 초기 낙하 속도는 0m/s이고, 시간이 지날 수록 낙하 속도는 증가하게 되며, 낙하 저항도 이에 따라 커지게 됨을 확인할 수 있다. 그리고 본 발명의 수치기법을 이용한 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션시스템(8)은 시뮬레이션 결과, 도 6에 도시된 바와같이 낙하자가 앞서 언급하였던 것처럼 낮은 체중 조건(5th weight condition)에 대해 헬리콥터의 속도 별(50kts, 60kts, 70kts, 80kts) 궤적을 구하였고, 전진비행속도가 80kts일 경우 1.6m 수직 낙하시 0.2m 후방으로 낙하하는 결과를 보였다. 한편, 본 발명의 수치기법을 이용한 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션시스템(8)은 시뮬레이션 결과, 도 8에 도시된 바와같이 궤적 예측 결과를 헬리콥터 동체와 낙하자의 간섭 점검을 위해 CATIA를 이용하여 모델링한 결과를 얻었다. 뿐만아니라, 본 발명의 수치기법을 이용한 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션시스템(8)은 도 9에 도시된 바와같이 인체 중량 모델(5th, 95th weight model)에 대한 결과를 얻게 되었는데, 같은 신장을 갖더라도 중량이 가벼운 낙하자가 충돌 위험이 큼을 확인할 수 있다.Meanwhile, as shown in FIG. 5, the helicopter high-
상기와 같은 본 발명은 복잡한 헬리콥터의 모션과 주변 유동장 그리고 낙하 궤적 해석이라는 문제 해결을 위해 헬리콥터 통합해석 툴(HOST), 전산유체역학(CFD) 툴, 낙하자 인체 모델링, 로터 모델링을 위한 VBM 모델, 궤적 해석을 위한 동역학 모델링을 수행하여 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션을 수행한다. 이때, 상기 시뮬레이션을 위해 낙하자의 팔, 다리 등의 움직임은 없고 점프하여 뛰어 내리지 않음(고객 의견), 낙하자의 관성모멘트는 항공기 속도에 의한 항력과 중력 값에 비해 작음으로 무시, 항공기의 Side Slip은 고려하지 않음으로 가정한다. 여기서, 보수적인 해석을 위해 대기 조건은 -40℃의 높은 밀도에서 수행하였고, 인체 모델 또한 큰 신장을 갖으나 가벼운 모델을 사용하였으며, 그 결과 60kts의 전진비행시에는 충돌 위험이 없으나 80kts의 비행시험시에는 착륙장치와 낙하자의 간격이 좁다는 점을 확인하였으며, 고공강하 임무 비행시험시 안전한 60kts에서부터 시험을 시작하여 점점 속도를 증가하여 마진(margin)을 고려한 임무 수행 절차의 수립이 필요함을 알 수 있다. 더 나아가, 상기와 같은 본 발명은 고공강하 임무에 대한 낙하자의 정적 상태의 힘과 공기력에 의한 외력, 공력계수 해석을 통해, 낙하자의 낙하시 궤적을 구할 수 있었다. 더욱 정확한 해석을 위해서는 각 위치에 따른 외력, 모멘트, 초기 관성모멘트 등을 모두 고려한 해석이 필요하나, 비행시험 전 단계에서 전산 모사를 통해 위험 요소를 식별하고 비행 시험 절차를 수립하여 비행시험의 단초(端初)을 제공할 수 있다.In order to solve the problem of complex helicopter motion, peripheral flow field and drop trajectory analysis, a helicopter integrated analysis tool (HOST), a computational fluid dynamics (CFD) tool, a dropper human modeling, a VBM model for rotor modeling, Simulation of helicopter high drop is performed by performing kinetic modeling for trajectory analysis. At this time, for the simulation, there is no movement of the arms, legs, etc. of the dropper, and the jump does not jump (customer opinion). The inertia moment of the dropper is ignored because it is smaller than the drag and gravity value by the aircraft speed. Not considered. For conservative analysis, the atmospheric condition was carried out at a high density of -40 ° C, and the human body model also had a large elongation, but a light model was used. As a result, there is no risk of collision during forward flight of 60kts, It was confirmed that the gap between the landing gear and the dropper was narrow in the city, and it was confirmed that it was necessary to establish a mission procedure considering the margins by gradually starting the test from the safe 60kts in the flight test of the high- have. Furthermore, in the present invention as described above, the trajectory of the dropping person can be obtained by analyzing the static force of the dropper with respect to the high-drop duties, the external force by the air force, and the aerodynamic force coefficient. For more accurate analysis, it is necessary to consider the external force, moment and initial moment of inertia according to each position. However, before the flight test, it is necessary to identify the risk factors through computer simulation, End first).
1 : 헬리콥터 2 : 헬리콥터 전진비행 조건 해석모듈
3 : 헬리콥터 로터 모델링모듈 4 : 인체 모델
5 : 낙하자 인체 모델링모듈 6 : 헬리콥터/낙하자 간섭 해석모듈
7 : 낙하궤적 모델링모듈 8 : 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션시스템1: Helicopter 2: Helicopter forward flight condition analysis module
3: Helicopter rotor modeling Module 4: Human body model
5: Human body modeling module 6: Helicopter / dropper interference analysis module
7: Falling trajectory modeling module 8: Helicopter high-drop simulation system
Claims (6)
상기 헬리콥터의 로터를 모델링하기위해 깃요소법(Blade Element Theory)을 기반으로 하여 로터 블레이드를 모사하는 헬리콥터 로터 모델링모듈과;
상기 헬리콥터에서 고공낙하하는 낙하자가 낙하순간에 헬리콥터 외부돌출물과의 충돌 여부에 대해 설정된 인체 모델을 채택하여 모델링하는 낙하자 인체 모델링모듈과;
상기 헬리콥터와 고공낙하하는 낙하자에 작용하는 낙하자세별 낙하 항력을 해석하여 결과를 산출하고 낙하자와 헬리콥터 동체의 간섭 및 항공기 전진 방향에 대한 낙하자의 항력 해석 모델링 결과를 간섭해석하는 헬리콥터/낙하자 간섭 해석모듈과;
상기 헬리콥터/낙하자 간섭 해석모듈에 의해 산출된 자세별 항력계수와 동체/낙하자간의 간섭 해석 결과를 낙하 동력학 모델에 넣어 해석하여 낙하궤적을 모델링하는 낙하궤적 모델링모듈을 포함하는 수치기법을 이용한 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션시스템.A helicopter forward flight condition analysis module for analyzing and outputting the information about the body posture and the rotor of the helicopter by using an analysis tool set under the forward flight condition of the helicopter for performing the high-level drop mission;
A helicopter rotor modeling module for modeling the rotor of the helicopter based on a Blade Element Theory;
A falling human body modeling module that adopts and models a human body model set for collision with a helicopter external protrusion at a moment when a falling person falls from the helicopter;
A helicopter / dropper that interprets the dropping drag force acting on the helicopter and the dropper falling down by the dropping posture, calculates the result, calculates the result of interference analysis between the dropper and the helicopter's body, An interference analysis module;
A helicopter using a numerical technique including a fall trajectory modeling module for modeling a fall trajectory by interpreting the drag force coefficient calculated by the helicopter / dropper interference analysis module and the interference analysis result between the body / High Density Simulation System.
상기 헬리콥터 로터 모델링모듈은 VBM(Virtual Blade Modelling) 기법을 이용하여 로터 블레이드를 모사하는 것을 특징으로 하는 수치기법을 이용한 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션시스템.The method according to claim 1,
Wherein the helicopter rotor modeling module simulates a rotor blade using a VBM (Virtual Blade Modeling) technique.
상기 낙하자 인체 모델링모듈은 전산해석시 낙하자의 모사를 낙하시의 일반적인 자세인, 인체 모델이 팔을 펼치고 다리는 자세를 잡는 형상으로 모델링하는 것을 특징으로 하는 수치기법을 이용한 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션시스템.The method according to claim 1,
The falling human body modeling module simulates a collision of a dropper in a computer analysis, and modeling the human body model in a shape in which the human body model spreads its arms and the legs assume a posture.
상기 헬리콥터/낙하자 간섭 해석모듈에 의해 해석되는 헬리콥터 로터는 VBM 기법을 이용하여 블레이드를 모사하기 위해 Thin Disk 형태의 격자를 생성하여 해석하고, 헬리콥터 객실(Cabin)의 공동(Cavitation) 효과를 고려하여 Open Door 형태로 동체를 모델링하는 것을 특징으로 하는 수치기법을 이용한 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션시스템.The method according to claim 1,
The helicopter rotor interpreted by the helicopter / dropper interference analysis module generates and analyzes a thin disk type grid to simulate the blade using the VBM technique, and considering the cavitation effect of the helicopter cabin A helicopter high - drop simulation system using a numerical method characterized by modeling the fuselage in the form of an open door.
상기 제1 과정중에 헬리콥터 로터 모델링모듈이 헬리콥터의 로터를 모델링하기위해 깃요소법(Blade Element Theory)을 기반으로 한 VBM(Virtual Blade Modelling) 기법을 이용하여 로터 블레이드를 모사하는 제2 과정과;
상기 제2 과정중에 헬리콥터에서 고공낙하하는 낙하자가 낙하순간에 헬리콥터 외부 돌출물과의 충돌 여부에 대해 낙하자 인체 모델링모듈에 설정된 인체 모델 중 모델링할 모델을 선택하고, 상기 선택된 모델을 이용하여 인체 모듈링 모듈이 낙하자와 헬리콥터 외부돌출물과의 충돌 여부에 대해 모델링하는 제3 과정;
상기 제3 과정중에 헬리콥터/낙하자 간섭 해석모듈이 헬리콥터와 고공낙하하는 낙하자에 작용하는 낙하자세별 낙하 항력을 해석하여 결과를 산출하고 낙하자와 헬리콥터 동체의 간섭 및 항공기 전진 방향에 대한 낙하자의 항력 해석 모델링 결과를 간섭해석하는 제4 과정과;
상기 제4 과정중에 낙하궤적 모델링모듈이 헬리콥터/낙하자 간섭 해석모듈에 의해 산출된 자세별 항력계수와 동체/낙하자간의 간섭 해석 결과를 낙하 동력학 모델에 넣어 해석하여 낙하궤적을 모델링하는 제5 과정을 포함하는 수치기법을 이용한 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션시스템의 제어방법.A first step of analyzing and outputting the information on the body posture and the rotor of the helicopter by using an analysis tool set under the helicopter forward flight condition for performing the helicopter forward flight condition analysis module;
A second process of simulating a rotor blade using a VBM (Virtual Blade Modeling) technique based on a Blade Element Theory to model a helicopter rotor during the first process;
And a second step of selecting a model to be modeled from the human body model set in the dropping human body modeling module as to whether or not the dropper falling from the helicopter collides with the external protrusion of the helicopter during the second step, A third step of modeling whether or not the module collides with the collider and the outside protrusion of the helicopter;
During the third process, the helicopter / dribbler interference analysis module interprets the falling drag force acting on the helicopter and the falling dribbler falling down by the falling posture, calculates the result, calculates the interference between the dribbler and the helicopter fuselage, A fourth step of interference analysis of the result of the drag analysis modeling;
In the fourth step, the fall trajectory modeling module analyzes the fall drag coefficient calculated by the helicopter / dropper interference analysis module and the interference analysis result between the body / faller into the fall dynamics model to model the fall trajectory A method for controlling a helicopter high - drop simulation system using a numerical technique including.
상기 제2 과정에는 깃요소법의 이용을 위해 블레이드의 사이클릭 및 플래핑 정보를 사용하는 깃요소법정보 이용단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 수치기법을 이용한 헬리콥터 고공강하 시뮬레이션시스템의 제어방법.6. The method of claim 5,
Wherein the second step further comprises a step of using a peak element method information using cyclic and flapping information of a blade for use of a feather element method.
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