초소형 비행체에 대한 연구는 주로 추진, 제어, 저 레이놀즈 수에서의 고양력 형상, 무선통신 부품의 소형화 및 경량화 등의 문제에 초점이 맞추어져 왔다. 본 연구에서는, 경량의 비행체 구조에 적합한 복합재료를 적용하여 초소형 비행체의 구조 개념설계를 수행하였다. 설계된 초소형 비행체 구조의 하중경로와 응력분포를 파악하기 위해 MSC/NASTRAN의 공탄성 모듈을 이용하여 하중 및 구조해석을 동시에 수행하였다. 3개의 대칭기동, 2개의 반대칭기동, 4개의 비대칭기동 조건들에 대해 초소형 비행체의 안정미계수를 추출하였다. MSC/NASTRAN의 공력이론은 초소형 비행체 해석에 적합하지 않을 수 있으나 균형해석과 하중해석에 전통적으로 사용된 방법으로 매우 효과적인 방법이며 보다 정교한 이론이나 실험결과에 기초한 보정으로 보완될 수 있다. 구조해석 결과 공기력 보다는 탑재체에 의한 관성력이 주요 하중임을 확인할 수 있었다.
초소형 비행체에 대한 연구는 주로 추진, 제어, 저 레이놀즈 수에서의 고양력 형상, 무선통신 부품의 소형화 및 경량화 등의 문제에 초점이 맞추어져 왔다. 본 연구에서는, 경량의 비행체 구조에 적합한 복합재료를 적용하여 초소형 비행체의 구조 개념설계를 수행하였다. 설계된 초소형 비행체 구조의 하중경로와 응력분포를 파악하기 위해 MSC/NASTRAN의 공탄성 모듈을 이용하여 하중 및 구조해석을 동시에 수행하였다. 3개의 대칭기동, 2개의 반대칭기동, 4개의 비대칭기동 조건들에 대해 초소형 비행체의 안정미계수를 추출하였다. MSC/NASTRAN의 공력이론은 초소형 비행체 해석에 적합하지 않을 수 있으나 균형해석과 하중해석에 전통적으로 사용된 방법으로 매우 효과적인 방법이며 보다 정교한 이론이나 실험결과에 기초한 보정으로 보완될 수 있다. 구조해석 결과 공기력 보다는 탑재체에 의한 관성력이 주요 하중임을 확인할 수 있었다.
Most analyses and researches on Micro Aerial Vehicle(MAV) have focused upon propulsion, automatic control, aerodynamic configuration in low Reynolds number region, and miniaturization of telemetric parts. In the present study, a structural concept for MAV is designed by using the composite material ...
Most analyses and researches on Micro Aerial Vehicle(MAV) have focused upon propulsion, automatic control, aerodynamic configuration in low Reynolds number region, and miniaturization of telemetric parts. In the present study, a structural concept for MAV is designed by using the composite material suitable for light flight structures. In order to study the load path and stress state of the MAV, the load and structural analyses are simultaneously performed by the aeroelasticity module of MSC/NASTRAN. The stability derivatives of the MAV are obtained for three symmetric, two antisymmetric, and four unsymmetric maneuvering conditions. Although the aerodynamic theory in MSC/NASTRAN could not be proper for MAV analysis, it provides an traditional and effective tool for trim and load analyses and may be corrected with the results by more accurate theory or test. The results show that the inertial load due to payloads has a more effect on stress rather than the aerodynamic load.
Most analyses and researches on Micro Aerial Vehicle(MAV) have focused upon propulsion, automatic control, aerodynamic configuration in low Reynolds number region, and miniaturization of telemetric parts. In the present study, a structural concept for MAV is designed by using the composite material suitable for light flight structures. In order to study the load path and stress state of the MAV, the load and structural analyses are simultaneously performed by the aeroelasticity module of MSC/NASTRAN. The stability derivatives of the MAV are obtained for three symmetric, two antisymmetric, and four unsymmetric maneuvering conditions. Although the aerodynamic theory in MSC/NASTRAN could not be proper for MAV analysis, it provides an traditional and effective tool for trim and load analyses and may be corrected with the results by more accurate theory or test. The results show that the inertial load due to payloads has a more effect on stress rather than the aerodynamic load.
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문제 정의
수행되지 못했다. 본 연구에서는 내구성과 경량화에 적합한 섬유강화 복합재료를 적용하여 초소형 비행체의 구조개념 설계를 수행하였다. MSC/NASTRAN의 정적 공탄성 모듈을 이용하여 설계된 초소형 비행체에 대한 하중 및 구조해석을 동시에 수행하였으며 각 기동 조건별균형해, 공력계수, 안정미계수, 압력분포, 변형 율 분포 등을 제시하였다.
제안 방법
본 연구에서는 내구성과 경량화에 적합한 섬유강화 복합재료를 적용하여 초소형 비행체의 구조개념 설계를 수행하였다. MSC/NASTRAN의 정적 공탄성 모듈을 이용하여 설계된 초소형 비행체에 대한 하중 및 구조해석을 동시에 수행하였으며 각 기동 조건별균형해, 공력계수, 안정미계수, 압력분포, 변형 율 분포 등을 제시하였다. 본 연구에서는 다룬 기동 조건은 대칭기동 3개, 반대칭기동 2개, 비대칭기동 4개를 포함한다.
공력 패널 모델에서 익형의 두께는 고려되지 않으며 캠버만 고려된다. 공력하중을 위한 공력 패널은 대칭기동에 대해서는 수직미익을 제외하여 우측 동체 및 날개 만 모델 링 하였으며, 반대칭 기동을 위해서는 대칭기동 모델에 수직 미익을 추가하였다. 비대칭 기동 모델에는 좌우측 날개와 수직미익을 모델링 하였다.
복합재료를 비행체 외피에 전체적으로 배치하고 날개와 동체 사이에 리브를 추가한 구조에 대해 하중전달 및 응력분포를 파악하였다.
이용하여 보정하는 것이 일반적인 절차이다. 본 연구에서는 MSC/NASTRAN을 이용해 정적 공탄성해석을 수행하여 패널의 압력 벡터 {/}}를 얻는다.
등 외부하중을 계산해야 한다. 본 연구에서는 대칭기동 3 개, 반대칭기동 2 개, 비대칭기동 4 개에 대한 하중해석을 수행하였다.
본 연구에서는 복합재료를 이용하여 초소형 비행체의 구조에 대한 예비설계를 수행하였으며 MSC/ NASTRAN의 공탄성 모듈을 이용하여 다양한 기동조건에 대한 하중해석과 구조해석을 동시에 수행하였다.
본 연구에서는 최대속도 V = 15 m/s로 비행시 다음 조건에 대해 해석을 수행하였다.
공력하중을 위한 공력 패널은 대칭기동에 대해서는 수직미익을 제외하여 우측 동체 및 날개 만 모델 링 하였으며, 반대칭 기동을 위해서는 대칭기동 모델에 수직 미익을 추가하였다. 비대칭 기동 모델에는 좌우측 날개와 수직미익을 모델링 하였다. 설계된 초소형 비행체에서는 같은 조종면이 에일러론과 승강타의 역할을 하므로 별도로 모델링이 불가능하여 같은 공력 패널에 두 개의 조종면을 정의하였다.
탑재체의 질량은 집중질량(CONM2)으로 모델링 하였으며 각 질량은 동체와 강체요소 (MPC) 로 연결하였다. 자유비행 중인 조건을 모사하기 위해 SUPORT 명령에 의해 동체 중심선의 1/4 시위선에 해당하는 절점의 자유도를 해제시켰다. 그림 3에 반대칭기동 해석을 위한유한요소 모델을 나타내었다.
대칭 및 반대칭 기동조건에 대해서는 동체의 중심면에 변위 구속조건을 적절히 적용하였다. 탑재체의 질량은 집중질량(CONM2)으로 모델링 하였으며 각 질량은 동체와 강체요소 (MPC) 로 연결하였다. 자유비행 중인 조건을 모사하기 위해 SUPORT 명령에 의해 동체 중심선의 1/4 시위선에 해당하는 절점의 자유도를 해제시켰다.
하중해석에서 언급한 기동조건들에 대한 구조해석을 수행하였다. MSC/NASTRAN의 정적 공탄성 모듈에서는 표면보간법 (surface spline)을 이용해 공력하중이 구조 절점하중으로 변환되어 구조해석이 진행되므로 별도의 작업이 필요 없다.
대상 데이터
따라서 초소형 비행체의 구조설계를 위해서는 직조복합재료를 사용하는 것이 최적이라고 판단된다. 본 연구에서 미국 MD 사의 재료규격 중 탄소/에폭시 평직 재료인 DMS 2288 Type 2 Grade B를 사용하였으며 물성치는 표 1과 같다. DMS 2288을 사용하여 구조설계를 수행한 결과, 표 2에 나타낸 것과 같이 구조물의 질량은 약 20.
본 연구에서 초소형 비행체는 c = 15 cm, b = 15 cm를 가지며 사용된 익형은 S5010이다. 공력 패널 모델에서 익형의 두께는 고려되지 않으며 캠버만 고려된다.
성능/효과
1g 순항비행시의 변형률 분포는 이와 유사하며 최대주변형률을 비교하면 약 1/3 작다. 이 값들은 표 1에 제시된 변형률 허용치 %, " &와 비교했을 때 안전여유(margin of safety)가 지나치게 많아 구조물의 중량을 줄일 여지가 많음을 확인할 수 있다.
본 연구에서 미국 MD 사의 재료규격 중 탄소/에폭시 평직 재료인 DMS 2288 Type 2 Grade B를 사용하였으며 물성치는 표 1과 같다. DMS 2288을 사용하여 구조설계를 수행한 결과, 표 2에 나타낸 것과 같이 구조물의 질량은 약 20.8 g으로 추정되며 탑재체를 포함하는 비행체 전체 질량은 95.6 g으로 DARPA가 제시한 제원[1]을 만족한다.
구조해석 결과, 공기력보다는 탑재체에 의한 관성력이 주요 하중이며 변형률 허용치에 비해 매우 낮은 변형률(약 1/50 이하)을 나타내고 있어 안전여유가 매우 큼을 확인할 수 있었다. 따라서 고강성 및 고강도의 탄소섬유강화 복합재료를 사용하면 추가적인 무게의 증가 없이 강도와 내구성을 모두 충족시킬 수 있는 구조설계가 가능하다고 판단된다.
표 3과 같다. 비행체의 변형을 고려한 탄성 비행체의 안정미계수는 탄성변형이 매우 작게 나타나므로 표 3에 제시된 값과 차이가 거의 없음을 확인할 수 있었다.
후속연구
공력분포를 파악할 수 있었다. 점성을 고려한 전산유체역학 또는 풍동시험 결과와 비교한 공력보정법을 개발 중에 있으며 이를 통해 보다 정교한 하중해석을 수행할 예정이다.
참고문헌 (13)
윤광준, 이재우, 이영재, 변영환, '초소형 비행체(MAV)의 현황 분석 및 개발방향', 한국항공우주학회지, 제26권, 제7호, 1998. 11, pp.170-179
Grasmeyer J. M. and Keennon M. T., 'Development of the Black Widow Micro Air Vehicle', AIAA-2001-0127, AIAA, 2001
Torres, G. and Mueller, T. J. 'Micro Aerial Vehicle Development: Design, Components, Fabrication, and Flight Testing', AUVSI Unmanned Systems 2000 Symposium and Exhibition, Orlando, FL, July 2000
류태규, 정인재, '고정익 초소형 비행체 형 상설계 및 검증', 한국항공우주학회지, 제28권, 제4호, 2000. 6, pp. 136-142
안존, '초소형 항공기(MAV)의 개발 현황 및 전망', 한국항공우주학회지, 제28권, 제7호, 2000. 10, pp. 145-154
윤광준, 황희철, '초소형 비행체(MAV) 2001 국제경연대회 소개 및 관련기술 분석', 한 국항공우주학회지, 제29권, 제4호, 2001. 6, pp. 129-134
박문희, 이정상, 김종암, 노오현, '초소형 비 행체 설계 및 제작기술 개발', 한국항공우주학회 춘계학술대회 논문집, 2002, pp. 54-57
이원범, 김우례, 김종암, 노오현, '초소형 비 행체의 공력특성에 관한 실험적 연구' 한국항공 우주학회 춘계학술대회 논문집, 2002, pp. 74-77
김영훈, 김우례, 이정상, 김종암, 노오현, 'Multi-Block 격자기법을 이용한 초소형 비행체 주위 공력 특성 해석', 한국항공우주학회지, 제31 권, 제 6호, 2003. 8, pp. 8-16
Ifju, P. G., Ettinger, S., Jenkins, D. A., and Martinez, L., 'Composite Materials for Micro Air Vehicles', Society for the Advancement of Materials and Process Engineering Annual Conference, Long Beach, CA, May 6-10, 2001
Rodden, W. P. and Johnson, E. H., MSC/NASTRAN ver. 68; Aeroelastic Analysis User's Guide, The MacNeal-Schwendler Corporation, California, 1994
Etkin, B., Dynamics of Atmospheric Flight, JohnWiley & Sons, New York, 1972
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