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문제 정의
- 특히, 본 연구에서 고려한 카나드의 경우 전운동구조와는 별도로 독립적인 자체 움직임이 가능한플랩이 부착되도록 설계되어 있기 때문에 두 가지의 조종 축 등가 회전 강성이 안정성에 복합적인 영향을 미칠 수 있다. 따라서 본 논문에서는매개변수 연구를 통하여 설계 중인 카나드의 플러터 안정성에 피치 및 플랩 축의 등가 회전강성이 미치는 영향을 고찰하였다.
- 시간 영역 동적공탄성 응답해석을통하여 주파수 영역에서 파악된 플러터 모드의실제 물리적인 응답 특성을 상호 보완적으로 고찰할 수 있었다. 본 연구를 통하여 무인기 카나드의 동적공탄성 특성과 안정성 설계 요구를 만족하기 위한 기본 설계 데이터를 확보할 수 있었다. 전운동 조종 면에 진동하는 플랩이 부착된 경우 구동장치부 강성이 동적 안정성에 민감한 영향을 미칠 수 있음을 알 수 있었다.
- 본 연구에서는 국내에서 개발 후보로 검토된모델 중 하나인 CRW(Canard-Rotor-Wing) 스마트 무인기의 전 운동 카나드에 대한 공탄성 특성을 연구하였다. 안정성 검토연구를 위해 하중해석 설계 데이터에 근거한 등가 구조 모델을 구성하였다.
- 실제로 동적공탄성안정 성 문제뿐만 아니라, 다이 버 젼스(divergence) 문제와 같은 정적공탄성 안정성과 관련되어 카나드의 피치 강성은 충분한 수준으로 유지되어야할 필요성이 있다. 본 연구에서는 매개변수 연구를 통해 카나드 피치에 대한 최소 회전강성을 12kNm/rad로 설정하였으며, 결과에 대한 일관적인 경향성을 파악하기 위해 이보다 2배 큰 피치 회전강성 조건에 대하여도 연구를 수행하였다.
- 본 연구에서는 한국에서 개발 검토 중인 스마트무인기의 카나드에 대한 동적 공탄성 특성을 고찰하고자 한다. 고려한 카나드의 기하학적 공력 형상 및 에어포일 유형은 Fig.
- 해석 결과들은 국내에서 설계 고려 중인 무인기모델에 대한 내용을 포함하고 있다. 초기 설계단계의 모델에 대해 공탄성 특성을 사전에 파악하고, 안정성과 밀접한 관련이 있는 주요 설계 및매개변수 연구를 수행하고자 한다.
가설 설정
- 5는 카나드의 피치 회전 강성이 플러터 안정성에 미치는 영향을 보여주고 있다. Fig. 5의 경우에서는 플랩 운동에 의한 영향을 강제로 배제하기 위해 카나드와 플랩의 연결부 회전 강성이 매우 큰 경우로 가정하였다. 비행 마하수는 0.
- 6은 플랩 피치축에서의 등가 회전 강성이 플러터 안정성에 미치는 영향을 검토한 것이다. Fig. 5의 경우와 반대로 이번에는 카나드 피치 축에서의 강성이 매우 큰 경우로 가정되었다. 본 경우는 플랩의 운동에 기인한 hump 플러터모드가 저속 영역에서 유발될 수 있음을 중요하게 보여주고 있다.
- 5의 경우에서는 플랩 운동에 의한 영향을 강제로 배제하기 위해 카나드와 플랩의 연결부 회전 강성이 매우 큰 경우로 가정하였다. 비행 마하수는 0.5로 가정하였으며, 동일 마하수에서 동압 조건이 가장 큰 해면 고도비행을 가정한 경우이다. Fig.
- 날개 및 플랩은 스팬 방향으로 두께가 선형적으로 변화하는 구조이다. 카나드 및 플랩을 구동하기 위한 장치부는 회전운동에 대한 등가 회전강성(스프링)을 가정하였으며, 회전 강성자체는 MSC/NASTRAN의 CELAS1 요소를 사용하여 구현되었다. 또한 카나드와 플랩의 연결에는 MPC요소가 활용되었다.
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