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문제 정의
- 연구 또한 활발히 진행되고 있다[2, 3, 4]. 본 연구에서는 소형 위그선의 주익에 대한 구조 개념 설계 및 해석에 관한 연구를 수행하였다. 사용 재질은 고강성도 및 고강도비 특성을 갖는 탄소/에폭시(Carbon-Epoxy) 복합재료를 사용하여 경량화와 구조적 안정성 특성을 갖는 스킨-스파-폼 샌드위치 (Skin-Spsr-Foam sandwich) 구조 형상을 바탕으로 개념 설계를 진행하였고, 상세 설계 및 구조의 안전성 및 안정성 평가를 위하여 상용 유한 요소 코드인 NASTRAN을 이용하여 구조 해석을 수행하였다.
- 본 연구에서는 최근 고속 운용이 가능한 차세대 해양 수송시스템으로 개발중인 20인승급 소형 위그선의 주익에 대한 구조 개념 설계 및 해석을 수행하였다. 구조 설계 시 사용된 재질은 고강성도 및 고강도 비의 특성을 갖으며 항공기 소재로 많이 사용되는 탄소/에폭시 복합재료를 사용하였으며, 안정된 구조를 갖으며 경량화를 위하여 스킨-스파 형태를 기본 구조로 선정하였고 날개 상하면의 좌굴 강도를 향상시키며 경량화를 위해 폼 샌드위치 구조 형태를 채택하였다.
가설 설정
- 그리고 方는 수평 미익의 양력을 나타낸다. 본 연구에서는 동체의 양력까지 주익에서 발생한다고 가정하였다.
- 방향과 코드 방향으로 분포 시켜 정의하였다. 스팬 방향의 공력하중 분포는 참고문헌[5]의 분포 하중 식을 이용하여 분포를 가정하였다. 본 연구에서는 주익의 스팬 방향으로 20 개의 구획으로 분할하여 자중에 의한 관성 하중과 공력 하중을 계산하였고, 계산된 최대 구조 하중에 안전율 1.
제안 방법
- 스파의 형태는 전방 스파는 I형 보 형태를 채택하였고 후방 스파는 조종면 연결의 용이성을 고려하여 채널( ) 형 스파 형태를 적용하였다. 구조 설계 하중은 설계 최대 속도 비행 중 하중을 설계 하중으로 정의하고, 전후방 스파 플랜지가 주 굽힘 하중을 담당하는 구조 형태로 각각 배분하여 작용시켰으며, 스파 웹과 스킨은 전단 하중을 담당하도록 설계하였다. 설계 개념은 복합재료 설계 이론인 단순 및 혼합 설계 방법을 이용하여 구조개념 설계를 수행하였다.
- 구조 안전성 및 안정성 검토를 위하여 유한 요소 해석을 수행 후 구조 해석 결과를 검토하여 세부 설계를 변경하였다. 초기 설계 결과의 구조 해석 검토 결과는 전후방 스파 사이의 상면 스킨 부위에서 좌굴에 취약하여 구조 안정성을 확보하기 위해 중간 스파을 추가하고 보다 경량화된 설계 결과를 위해 날개 상하면과 웹을 폼 샌드위치 구조를 적용하여 수정 설계하였다.
- 리브를 추가하여 [차 설계 개선을 하였다. 리브를 추가하여 구조 안전성 검토 결과 리브 추가 부위는 좌굴이 개선되나 국부적으로 좌굴 부위가 변화함에 따라 날개 길이 방향으로 리브를 추가해 가면서 설계 변경을 하였다. 설계 개선 결과에 대해 구조 해석한 결과 좌굴 하중 배수가 0.
- 스팬 방향의 공력하중 분포는 참고문헌[5]의 분포 하중 식을 이용하여 분포를 가정하였다. 본 연구에서는 주익의 스팬 방향으로 20 개의 구획으로 분할하여 자중에 의한 관성 하중과 공력 하중을 계산하였고, 계산된 최대 구조 하중에 안전율 1.5를 고려한 설계 하중(Proof load)을 구조 설계 하중으로 정의하였다. 엔진 추력에 의한 하중은 엔진 제동 마력과 프로펠러 효율 관계식에 의해 계산하여 유한 요소 해석 과정에서 엔진 마운트 부위에 적용하여 구조 해석을 수행하였다.
- 본 연구에서는 소형 위그선의 주익에 대한 구조 개념 설계 및 해석에 관한 연구를 수행하였다. 사용 재질은 고강성도 및 고강도비 특성을 갖는 탄소/에폭시(Carbon-Epoxy) 복합재료를 사용하여 경량화와 구조적 안정성 특성을 갖는 스킨-스파-폼 샌드위치 (Skin-Spsr-Foam sandwich) 구조 형상을 바탕으로 개념 설계를 진행하였고, 상세 설계 및 구조의 안전성 및 안정성 평가를 위하여 상용 유한 요소 코드인 NASTRAN을 이용하여 구조 해석을 수행하였다.
- 선형 정적 해석으로부터 응력 및 변위 결과를 검토하였고 구조 안정성 검토를 위해 좌굴 해석을 수행하였다. 응력 해석 결과 최대 압축 응력이 67MPa이고, 인장응력이 65MPa, 최대변위가 259mm로 확인이 되었다.
- 구조 설계 하중은 설계 최대 속도 비행 중 하중을 설계 하중으로 정의하고, 전후방 스파 플랜지가 주 굽힘 하중을 담당하는 구조 형태로 각각 배분하여 작용시켰으며, 스파 웹과 스킨은 전단 하중을 담당하도록 설계하였다. 설계 개념은 복합재료 설계 이론인 단순 및 혼합 설계 방법을 이용하여 구조개념 설계를 수행하였다.
- 설계 개선 후 스파는 [±45\ 0°, 90°, 0\ 土가 5°, (广]s로적층을 수정하였고, 스킨에는 주익 스킨 부위와 동일하게 15mm 두께의 폼을 적용해 [±45°, 0°, 90°, Foam, 90°, 0°, 干45'] 형태로 적층을 결정하였다. 응력 해석 결과는 스킨에서 최대 압축응력이 52.
- 스파 플랜지와 웹의 설계 결과를 바탕으로 하여 주익의 스킨 설계를 수행하였다[9]. 스킨은 △파 웹과 스킨 부위에 작용하는 전단 흐름을 고려하여 식 (9), (1。)에 의해 허용 응력과 비교 분석을 통해 초기 설계 결과는 2mm로 설계하여 적층 형태는 [2(±45°, ±45办의 형태로 결정하였다.
- 구조 설계 시 사용된 재질은 고강성도 및 고강도 비의 특성을 갖으며 항공기 소재로 많이 사용되는 탄소/에폭시 복합재료를 사용하였으며, 안정된 구조를 갖으며 경량화를 위하여 스킨-스파 형태를 기본 구조로 선정하였고 날개 상하면의 좌굴 강도를 향상시키며 경량화를 위해 폼 샌드위치 구조 형태를 채택하였다. 스파의 형태는 전방 스파는 I형 보 형태를 채택하였고 후방 스파는 조종면 연결의 용이성을 고려하여 채널( ) 형 스파 형태를 적용하였다. 구조 설계 하중은 설계 최대 속도 비행 중 하중을 설계 하중으로 정의하고, 전후방 스파 플랜지가 주 굽힘 하중을 담당하는 구조 형태로 각각 배분하여 작용시켰으며, 스파 웹과 스킨은 전단 하중을 담당하도록 설계하였다.
- 전방 스파와 후방 스파에 작용하는 응력을 계산하여 주응력과 허용응력을 비교한 결과로부터 강도 83OMPa인 M30 크롬-몰리브덴 고강도 규격 볼트로 결정하여 최초 전후방 스파에 2개씩의 볼트를 선정하였다. 안전계수가 약 2.48이나 동적 하중을 고려하고, 강구조물의 피로 제한 응력을 고려하여 일반적인 항공기 피로 수명 안 20년을 만족하기 위해 전방 스파에는 4개 후방 스파에는 2개로서 총 6개의 삽입 볼트를 결정하였다. 연결 부위 형상은 Fig.
- 5를 고려한 설계 하중(Proof load)을 구조 설계 하중으로 정의하였다. 엔진 추력에 의한 하중은 엔진 제동 마력과 프로펠러 효율 관계식에 의해 계산하여 유한 요소 해석 과정에서 엔진 마운트 부위에 적용하여 구조 해석을 수행하였다. 주익의 각 구획별 전단력 선도 및 굽힘 모멘트 선도를 Fig.
- 위그선의 주익에 대한 구조 설계를 위하여 설계 요구 조건의 분석을 바탕으로 공력 설계 결과를 검토하여 구조 설계 하중을 정의하고, 유사 구조 형상을 이용하여 구조 설계를 수행하였다. 초기 설계된 구조의 안전성 및 안정성 판단을 위해 선형 정적 해석을 수행하여 응력 분포 및 변위를 검토하고 좌굴에 대한 안정성을 확인하여 상세 설계 및 경량화 설계를 진행하여 최종 설계 요구 조건 만족 여부를 검토하였다.
- 수행 하였다[Ⅱ, 12, 13]. 유한 요소 '모델을 위한 전후처리 프로그램은 3차원 형상을 PATRAN을 이용하여 복합재료 요소 특성 정의된 PCOMP 요소를 이용하여 4413 요소 (Element)로 격자(Mesh)를 생성하였다. 안전율 검토를 위한 파괴 기준으로는 Tasi-Wu 파괴이론을 적용하였다.
- 설계를 수행하였다[6]. 이때 스파는 앵글 부재의 크리플링(Crippling) 좌굴로부터 안전율을 고려한 압축 좌굴 허용 강도를 기준으로 하여 설계하였다. 구조 설계 시 적용된 재료는 항공기에 많이 사용되는 고강도 및 고강성도 비를 갖는 카본-에폭시복합재료를 적용하였으며 사용 재료의 기계적 물성치는 Table 1에 명시하였다.
- 전방 스파와 후방 스파에 작용하는 응력을 계산하여 주응력과 허용응력을 비교한 결과로부터 강도 83OMPa인 M30 크롬-몰리브덴 고강도 규격 볼트로 결정하여 최초 전후방 스파에 2개씩의 볼트를 선정하였다. 안전계수가 약 2.
- 전방, 후방, 중안 스파의 적층 수는 뿌리 부위부터 날개 끝 부위까지 6개 구획으로 분할하여 최대 굽힘 모멘트를 받는 뿌리 부위를 최대 두께로 설계하여 날개 길이 방향으로 적층 수를 줄여 나가며 적층 형태를 결정하였다. 각 구획별 적층수및 적층 형태는 Table 3에 명시하였다.
- 조종 면 설계는 주익과 연결을 고려하여 주익 후방 스파와동일한 형태인 匸형 스파를 적용하였으며, 스킨 부위는 폼 샌드위치 구조 형태를 채택하였고 연결 부위 형상은 러그 형태를 사용하여 설계하였다.
- 조종 면의 초기 설계 결과에 대한 구조 안전성 및 안정성 검토를 위하여 1914요소로 격자 생성하여 구조 해석을 수행한 결과 스파 부위 강도가 다소 취약하고 스킨 부위 상면에서 국부적으로 좌굴이 발생하여 스파 부위의 적층수를 증가시키고 스킨 부위에 주익과 유사하게 동일 재질의 폼을 적용하여 설계를 수정하였다.
- 따라서 경량화 설계 맟좌굴 취약 부위 보완 설계 변경이 필요하다고 판단하였다. 주익 스킨 상면의 좌굴 취약 부위 개선을 위해 중간 스파를 추가 적용하고 보다 경량화 하기 위해 적층수 변경과 날개 스킨과 스파 웹 부위에 우레탄 폼 샌드위치 (Urethane foam sandwich)구조 형상으로 설계를 수정하는 것으로 최종 설계방안을 설정하였다.
- 주익 형상이 변화되는 후방 부위의 조정 면은 주익 설계 방법과 유사한 방법으로 설계를 수행하였으며 주익과 연결부위 형상을 고려하여 채널(匸) 형태 스파 구조 형태를 선택하였다. 전체 형상은 Fig.
- 주익과 동체의 연결 부위는 날개 뿌리 부위의 스파를 보강하여 선행 연구μ이에서 입증된 삽입 볼트 이용 방안을 채택하였다. 전방 스파와 후방 스파에 작용하는 응력을 계산하여 주응력과 허용응력을 비교한 결과로부터 강도 83OMPa인 M30 크롬-몰리브덴 고강도 규격 볼트로 결정하여 최초 전후방 스파에 2개씩의 볼트를 선정하였다.
- 주익의 구조 설계 하중을 정의하기 위하여 설계 요구 조건, 공력 형상 설계 자료 및 공력 하중을 검토하여 정의된 구조 하중을 바탕으로 구조 설계를 수행하였다. 설계 요구 조건은 수송능력 여객 20인 또는 재화 중량 2톤으로서 항속 거리는 1000km 이상이다.
- 중량 감소를 위하여 경량화 설계 방안으로 응력 크기에 따른 두께의 변화를 적용하면서 우레탄 폼 샌드위치 구조를 날개 상하면 스킨 부위와 스파 웹 부위에 적용하여 2차 설계 개선을 하였다. 최종 개선 설계된 결과에 대한 구조 해석 결과구조 안전성, 안정성 및 구조 설계 제한 조건을 모두 만족하며 설계 목표 요구 중량보다 경량화 설계된 결과를 확인하였다.
- 중앙 스파를 추가함에 따라서 동체와 연결 부위 체결 볼트도 보다 안전성을 확보하기 위해 중앙 스파 뿌리 부위에도 두 개의 볼트를 추가하여 최종 전방 스파에 네 개 볼트 중앙, 후방 스파에 각각 두 개로 총 8개의 볼트를 확정하였다.
- 13에 나타내었다. 초기 설계 결과는 스킨과 스파를 동일하게 [±45°, 0°, 9(广]s 로적층 형태를 결정하였다.
- 초기 설계 결과에서 압축 하중을 받는 날개 상면 전후방스파 사이에서 좌굴이 발생하여 중간 스파를 추가하여 설계변경 후 유한 요소 해석을 수행한 결과 좌굴 발생 부위에 뚜렷한 개선은 확인되지 않아서 주익 후면의 형상이 변화하는지 점에 리브를 추가하여 [차 설계 개선을 하였다. 리브를 추가하여 구조 안전성 검토 결과 리브 추가 부위는 좌굴이 개선되나 국부적으로 좌굴 부위가 변화함에 따라 날개 길이 방향으로 리브를 추가해 가면서 설계 변경을 하였다.
- 변경하였다. 초기 설계 결과의 구조 해석 검토 결과는 전후방 스파 사이의 상면 스킨 부위에서 좌굴에 취약하여 구조 안정성을 확보하기 위해 중간 스파을 추가하고 보다 경량화된 설계 결과를 위해 날개 상하면과 웹을 폼 샌드위치 구조를 적용하여 수정 설계하였다. 최종 수정 설계 결과의 총중량은 37L4kg으로서 설계요구 조건을 만족하며 연결 부위 볼트의 피로 요구 수명이 최소 20년을 만족하도록 설계 확정하였다.
- 초기 설계된 구조의 안전성 및 안정성 판단을 위해 선형 정적 해석을 수행하여 응력 분포 및 변위를 검토하고 좌굴에 대한 안정성을 확인하여 상세 설계 및 경량화 설계를 진행하여 최종 설계 요구 조건 만족 여부를 검토하였다. Figure 1은 소형 위그선의 전체 공력 형상과 주익의 초기 구조 설계 형상을 나타내고 있고, Fig.
- 설계 개념이다. 초기 설계에서 결정된 0° 방향 섬유에 ±45°, 90°방향 섬유를 보완하여 최종 설계 결과를 도출하였다.
- 초기 설졔된 결과를 바탕으로 구조 안전성 및 안정성 검토를 위해 상용 유한 요소 코드인 NASTRAN을 이용하여 구조해석을 수행 하였다[Ⅱ, 12, 13]. 유한 요소 '모델을 위한 전후처리 프로그램은 3차원 형상을 PATRAN을 이용하여 복합재료 요소 특성 정의된 PCOMP 요소를 이용하여 4413 요소 (Element)로 격자(Mesh)를 생성하였다.
- 초기 설계 결과의 구조 해석 검토 결과는 전후방 스파 사이의 상면 스킨 부위에서 좌굴에 취약하여 구조 안정성을 확보하기 위해 중간 스파을 추가하고 보다 경량화된 설계 결과를 위해 날개 상하면과 웹을 폼 샌드위치 구조를 적용하여 수정 설계하였다. 최종 수정 설계 결과의 총중량은 37L4kg으로서 설계요구 조건을 만족하며 연결 부위 볼트의 피로 요구 수명이 최소 20년을 만족하도록 설계 확정하였다.
대상 데이터
- 개념 설계 및 해석을 수행하였다. 구조 설계 시 사용된 재질은 고강성도 및 고강도 비의 특성을 갖으며 항공기 소재로 많이 사용되는 탄소/에폭시 복합재료를 사용하였으며, 안정된 구조를 갖으며 경량화를 위하여 스킨-스파 형태를 기본 구조로 선정하였고 날개 상하면의 좌굴 강도를 향상시키며 경량화를 위해 폼 샌드위치 구조 형태를 채택하였다. 스파의 형태는 전방 스파는 I형 보 형태를 채택하였고 후방 스파는 조종면 연결의 용이성을 고려하여 채널( ) 형 스파 형태를 적용하였다.
- 이때 스파는 앵글 부재의 크리플링(Crippling) 좌굴로부터 안전율을 고려한 압축 좌굴 허용 강도를 기준으로 하여 설계하였다. 구조 설계 시 적용된 재료는 항공기에 많이 사용되는 고강도 및 고강성도 비를 갖는 카본-에폭시복합재료를 적용하였으며 사용 재료의 기계적 물성치는 Table 1에 명시하였다.
- 세부 러그 설계는 조종 면의 작용 형태를 분석하여 하중이 경사진 방향으로 작용할 때를 고려하였다. 적용 재질은 알루미늄 합금 (Aluminum alloy 7075-T6)을 적용하였다.
- 주익과 연결 부위는 조종 면 끝 부위에서 각각 1/4 지점에 동일 형상의 두 개의 러그(Lug) 형태를 선정하였다. 러그 형상은 Fig.
이론/모형
- 유한 요소 '모델을 위한 전후처리 프로그램은 3차원 형상을 PATRAN을 이용하여 복합재료 요소 특성 정의된 PCOMP 요소를 이용하여 4413 요소 (Element)로 격자(Mesh)를 생성하였다. 안전율 검토를 위한 파괴 기준으로는 Tasi-Wu 파괴이론을 적용하였다.
성능/효과
- 7MP이고, 인장 응력은 128MPa로 확인되었다. Tsai-Wu 파괴 기준에 의한 안전율 검토 결과 충분한 안전율을 확보한 구조 설계 결과를 확인하였다. 변형 해석 결과로부터 최대 변형 부위는 날개 끝 부위로서 최대 변위가 93.
- 응력 해석 결과 최대 압축 응력이 67MPa이고, 인장응력이 65MPa, 최대변위가 259mm로 확인이 되었다. 강도 측면에서 설계 요구 조건을 충분히 만족하는 설계 결과이나 주익의 총중량이 395kg 으로서 목표 요구 중량보다 다소 초과하였다. 좌굴 해석 검토 결과는 좌굴 하중 배수가 8.
- 15에 명시하였다. 구조 해석 결과로부터 충분히 구조 안전성 및 안정성을 확보한 설계 결과를 확인하였다.
- Tsai-Wu 파괴 기준에 의한 안전율 검토 결과 충분한 안전율을 확보한 구조 설계 결과를 확인하였다. 변형 해석 결과로부터 최대 변형 부위는 날개 끝 부위로서 최대 변위가 93.4mm로 확인되었으며, 좌굴하중 배수 2.78로서 구조 안정성을 확보한 설계 결과임을 확인하였다. 추후 엔진 등 가진 체에 의한 공진 가능성을 파악하기 위한 고유 진동수 해석 결과는 1차 플랩 모드가 8.
- 본 연구를 통해 복합 재료를 이용하여 소형 위그선의 구조설계 시에 구조 형태와 재료의 성능을 최적화 할 수 있는 설계개념을 적용하여 경량화 설계 및 구조 안전성, 안정성을 확보한 위그선의 구조 설계가 이루어질 수 있음을 확인하였다.
- 리브를 추가하여 구조 안전성 검토 결과 리브 추가 부위는 좌굴이 개선되나 국부적으로 좌굴 부위가 변화함에 따라 날개 길이 방향으로 리브를 추가해 가면서 설계 변경을 하였다. 설계 개선 결과에 대해 구조 해석한 결과 좌굴 하중 배수가 0.9로서 적용된 하중 안전율을 감안하면 좌굴에 대한 안정성이 확보된 구조 설계 결과임이 확인되었으나 설계 목표 요구 중량 보다 1.3배로서 목표 중량을 초과하였음을 확인하였다.
- 스칸 부위 최대 압축 응력은 120MPa, 인장 응력이 114MPa로 확인 되었으며, 스파의 압축 응력은 93.7MP이고, 인장 응력은 128MPa로 확인되었다. Tsai-Wu 파괴 기준에 의한 안전율 검토 결과 충분한 안전율을 확보한 구조 설계 결과를 확인하였다.
- 안정성 검토를 위해 좌굴 해석을 수행하였다. 응력 해석 결과 최대 압축 응력이 67MPa이고, 인장응력이 65MPa, 최대변위가 259mm로 확인이 되었다. 강도 측면에서 설계 요구 조건을 충분히 만족하는 설계 결과이나 주익의 총중량이 395kg 으로서 목표 요구 중량보다 다소 초과하였다.
- 형태로 적층을 결정하였다. 응력 해석 결과는 스킨에서 최대 압축응력이 52.8MPa, 인장 응력이 33.0MPa로 확인되었고, 강도 면에서 충분한 안전율을 확인하였다. Fig.
- 강도 측면에서 설계 요구 조건을 충분히 만족하는 설계 결과이나 주익의 총중량이 395kg 으로서 목표 요구 중량보다 다소 초과하였다. 좌굴 해석 검토 결과는 좌굴 하중 배수가 8.8XHT4으로 주익 상면 스킨 부위에서 좌굴이 취약한 것으로 확인되었다. 따라서 경량화 설계 맟좌굴 취약 부위 보완 설계 변경이 필요하다고 판단하였다.
- 주익의 2차 수정 설계안의 총중량은 조종면(Aileron)을 제외하고 351.4kg으로서 설계 목표 요구 중량이 383kg으로서 연결 부위 볼트, 조종 면의 중량 및 주익과 조종 면의 연결 부위힌지(Hinge)의 무게까지 고려할 때 경량화된 구조 설계 결과임을 확인할 수 있다.
- 하였다. 최종 개선 설계된 결과에 대한 구조 해석 결과구조 안전성, 안정성 및 구조 설계 제한 조건을 모두 만족하며 설계 목표 요구 중량보다 경량화 설계된 결과를 확인하였다.
- 78로서 구조 안정성을 확보한 설계 결과임을 확인하였다. 추후 엔진 등 가진 체에 의한 공진 가능성을 파악하기 위한 고유 진동수 해석 결과는 1차 플랩 모드가 8.43Hz로 확인되었다.
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