미감항규정인 FAR과 이에 기반한 하중해석 절차를 설명하였다. 하중해석을 위해서는 규정과 하중조건을 준비하고, 공기력, 중량 및 구조 모델링을 수행해야 한다. 항공기 비행하중 해석시 공기력은 일반적으로 패널방법을 이용하여 산출하게 된다. 본 연구에서는 하중해석을 위해 In-house 프로그램인 ARGON을 사용하였다. ARGON은 KARI와 TsAGI가 공동 개발한 고정익 항공기 설계 프로그램으로서 비행하중, 지상하중, 플러터 및 응력해석을 지원한다. 본 논문에서는 ARGON을 이용하여 4인승 선미익 항공기 개발에 있어 필수적인 비행하중 해석을 수행하였고 그 결과를 제시하였다.
미감항규정인 FAR과 이에 기반한 하중해석 절차를 설명하였다. 하중해석을 위해서는 규정과 하중조건을 준비하고, 공기력, 중량 및 구조 모델링을 수행해야 한다. 항공기 비행하중 해석시 공기력은 일반적으로 패널방법을 이용하여 산출하게 된다. 본 연구에서는 하중해석을 위해 In-house 프로그램인 ARGON을 사용하였다. ARGON은 KARI와 TsAGI가 공동 개발한 고정익 항공기 설계 프로그램으로서 비행하중, 지상하중, 플러터 및 응력해석을 지원한다. 본 논문에서는 ARGON을 이용하여 4인승 선미익 항공기 개발에 있어 필수적인 비행하중 해석을 수행하였고 그 결과를 제시하였다.
Civil aviation regulation such as FAR and loads analysis procedure based on this was explained, and loads analysis procedure and results for Smart UAV was presented for application case. For loads analysis, applicable regulations and loads conditions should be prepared in advance, and modeling for a...
Civil aviation regulation such as FAR and loads analysis procedure based on this was explained, and loads analysis procedure and results for Smart UAV was presented for application case. For loads analysis, applicable regulations and loads conditions should be prepared in advance, and modeling for aerodynamics, weight, and structure should be performed. Panel method is usually adopted for aircraft loads analysis to obtain aerodynamic loads. In this study, ARGON which is multidisciplinary fixed wing aircraft design software co-developed by KARI and TsAGI was used for loads analysis. ARGON can be utilized for flutter and stress analysis as well as for flight and ground loads analysis. In this paper, flight loads analysis of 4-seater canard airplane was performed with ARGON and that results were presented.
Civil aviation regulation such as FAR and loads analysis procedure based on this was explained, and loads analysis procedure and results for Smart UAV was presented for application case. For loads analysis, applicable regulations and loads conditions should be prepared in advance, and modeling for aerodynamics, weight, and structure should be performed. Panel method is usually adopted for aircraft loads analysis to obtain aerodynamic loads. In this study, ARGON which is multidisciplinary fixed wing aircraft design software co-developed by KARI and TsAGI was used for loads analysis. ARGON can be utilized for flutter and stress analysis as well as for flight and ground loads analysis. In this paper, flight loads analysis of 4-seater canard airplane was performed with ARGON and that results were presented.
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가설 설정
균형기동하중에서는 에일러론의 각변위가 시간이 영 (Zero) 일때 최대값을 가진다고 가정을 하며, 그림 9 (a)의 I, II 그리고 Ⅲ의 3가지 상태에 대해서 하중해석을 수행한다.
천이기동하중 (Transient Maneuver Loads)을 해석하기 위해 오일러(Euler) 운동 방정식의 해를 구한다. 축 방향 하중계수(”, )는 0으로, 기동 중 항공기의 속도와 고도는 일정한 것으로 가정한다. 수치 해석적 방법을 써서 운동방정식을 풀 수 있으며, ARGON에서는 Runge-Kutta 방법 [5]을 적용한다.
여기서 Me 마하수이다. 포텐셜 如의 해[4]의 수치해석을 위해 항공기를 사다리꼴 형상의 패널로 나누고 각 패널에 일정한 강도의 특이 와류 (Vortex Singularity)가 분포하는 것으로 가정한다. 받음각(Angle of Attack) 이 주어질 때 무차원압력 계수{Ap} 를 식 (2)로 표현할 수 있다.
제안 방법
균형기동운동에 해당하는 자세각, 힘, 그리 고모멘트를 초기해로 하여, 기동의 시간에 따른 변화를 고려하여 하중을 구한다. 천이기동하중 (Transient Maneuver Loads)을 해석하기 위해 오일러(Euler) 운동 방정식의 해를 구한다.
수직 미익 (Vertical Tail)은 대칭형 익형이므로 익형 모델을 하지 않았다. 동체(Fuselage)는 원통형임을 고려하여 공기력 모델을 실제 면적보다 줄여서 모델링 하였으며, 평면뿐만 아니라 수직면도 패널로 모델링 하였다. 동체는 양력면(Lft Surface)이 아니므로 실제보다 면적을 줄여서 설계함으로서 실제와 같이 양력을 받게끔 해야 한다.
반디호의 최대이륙중량은 1261 kg 이며, 전체 510개의 질량패널 (Mass Panel) 과 질량점 (Point Mass)으로 모델링 하였다. 이 중 유상하중(승무원과 승객)은 4개의 질량점으로, 연료는 위치에 따라 6개의 질량점으로 나타내었다.
본 논문에서는 4인승 선미익 경항공기 수출형 모델에 대해 항공기 통합설계 프로그램인 ARGON 을 이용하여 비행하중해석을 수행하였고 그 결과를 도시하였다. 하중해석을 위해서 정확한 규정 분석 및 적용, 그리고 하중조건 선정이 필요하며, 적절한 공력모델과 중량모델을 설정하였다.
본 논문에서는 FAR Part 23 Normal 급 규정을 적용하여 4인승 선미익 경항공기 수출모델(아래 반디호)의 비행하중해석을 수행하였으며, 그 결과를 도시하였다.
상호작용 선도를 통해 VMT 선도에서 고려되지 않은 중요 하중 조건을 선정한다. 일부 정상대칭기동과 롤 기동이 중요하중조건으로 추가 선정되었다.
점검피치기동, 일부 요기동 그리고 측면 돌풍 조건에 대해서 천이기동 하중방법으로 해석을 수행하였다.
정상대칭기동, 수직돌풍, 비점검피치기동, 롤 기동 그리고 일부 요기동 조건에 대해서 균형 기동 하중 방법으로 해석하였다.
최대이륙중량에 대한 질량 모델링을 그림 7에 나타내었다. 주익, 커나드 그리고 수직 미익과 같은 양력 면은 분포 하중이 중요하므로 구조 무게는 모두 질량 패널로 모델링 하였으며, 그 밖의 중량은 모두 질량 점으로 모델링 하였다.
하중해석을 위해서 정확한 규정 분석 및 적용, 그리고 하중조건 선정이 필요하며, 적절한 공력모델과 중량모델을 설정하였다. 하중해석 결과를 비교/분석하여 중요설계조건을 선정하였다.
항공기 각 부분에 대해 VMT (전단력(Shear Force, V), 굽힘 모멘트(Bending Moment, M), 그리고 비틀림 모멘트(Torsion, T))를 구하고, 또한 항공기 각 부분의 굽힘 모멘트와 비틀림 모멘트의 상호작용선도(Interaction Envelope)를 구하여 중요 하중 조건 (Critical Load Condition)을 선정하게 된다. 특히 조종면은 힌지 모멘트 (Hinge Moment) 와 각변위의 상호작용선도를 구하여 중요 하중 조건을 선정한다.
대상 데이터
굽힘 모멘트의 중요하중은 정 상대칭 기동과 피 치 기 동조 건에서 선정되었으며, 비틀림 모멘트의 중요 하중은 피치기동과 수직돌풍 그리고 롤기동 조건에서 선정되었다.
굽힘 모멘트의 중요하중은 정 상대칭 기동과 피 치 기 동조 건에서 선정되었으며, 비틀림 모멘트의 중요 하중은 피치기동과 수직돌풍 그리고 롤기동 조건에서 선정되었다.
데이터처리
하중해석을 위해서 정확한 규정 분석 및 적용, 그리고 하중조건 선정이 필요하며, 적절한 공력모델과 중량모델을 설정하였다. 하중해석 결과를 비교/분석하여 중요설계조건을 선정하였다. 굽힘 모멘트의 중요하중은 정상 대칭 기동과 피치 기동 조건에서 선정되었으며, 비틀림 모멘트의 중요하중은 피치기동과 수직돌풍 그리고 롤 기동 조건에서 선정되었다.
하중해석을 위해서는 규정이 마련되어야 하며, 인증 획득을 위해서는 규정을 정확하게 적용하여 해석을 수행해야 한다. 수출형 모델은 미감항기준 FAR Part 23[1] 의 Normal 급 항공기를 기준으로 하중해석을 수행하였다. 하중해석의 일반적인 절차는 그림 2와 같다.
축 방향 하중계수(”, )는 0으로, 기동 중 항공기의 속도와 고도는 일정한 것으로 가정한다. 수치 해석적 방법을 써서 운동방정식을 풀 수 있으며, ARGON에서는 Runge-Kutta 방법 [5]을 적용한다. 이는 균형기동하중 방법보다 약간 작은 하중을 구하게 되며 실제와 더 가깝다.
천이기동하중 (Transient Maneuver Loads)을 해석하기 위해 오일러(Euler) 운동 방정식의 해를 구한다. 축 방향 하중계수(”, )는 0으로, 기동 중 항공기의 속도와 고도는 일정한 것으로 가정한다.
하중해석 방법으로는 균형기동하중 (Balanced Maneuver Loads) 해석 방법과 천이기동하중 (Transient Maneuver Loads) 해석 방법을 사용한다.
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