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논문 기본 정보

저자정보
(Chungnam National University) (Korea Aerospace Industries) (Hyundai Motor Company) (Chungnam National University)
저널정보
한국소음진동공학회 한국소음진동공학회논문집 한국소음진동공학회논문집 제35권 제1호(통권 282호)
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    This paper investigates the use of active rotor vibration control, specifically individual blade pitch control (IBC), for a 13 600 kg (30 000 lb) class lift-offset compound helicopter to simultaneously reduce rotor and fuselage vibration responses while enhancing rotor performance. The rotor and fuselage systems are modeled and analyzed separately using CAMRAD II and MSC.NASTRAN respectively, and a one-way coupled analysis is applied to account for the effects of rotor hub vibratory loads on the fuselage. The study trims the isolated lift-offset rotor using a propulsive trim approach, predicting rotor vibration and performance metrics under IBC conditions. Fuselage vibration responses are also analyzed with IBC applied to the rotor. The optimal IBC input scenario, employing multiple harmonic inputs, is determined using a cost function (F) aimed at minimizing both rotor and fuselage vibrations while improving rotor performance at a forward speed of 250 kn. Simulation results demonstrate that applying a specific multiple harmonic IBC input condition (2P/0.5°/0° + 3P/0.5°/225°) achieves significant improvements: rotor vibration (VI) is reduced by 50.67 %, fuselage vibration responses (J) are lowered by 42.23 %, and rotor performance (L/D<sub>e</sub>) is enhanced by up to 4.16 %.
    #Lift-offset Compound Helicopter(lift-offset 복합형 헬리콥터) #Individual Blade Pitch Control(개별 블레이드 피치 제어) #Rotor Vibratory Load Reduction(로터 진동 하중 감소) #Fuselage Vibration Reduction(동체 진동 감소)

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