선택한 단어 수는 입니다.
최소 단어 이상 선택하여야 합니다.
최소 단어 이상 선택하여야 합니다.
선택한 단어 수는 30입니다.
최대 10 단어까지만 선택 가능합니다.
최대 10 단어까지만 선택 가능합니다.
문제 정의
- 본 논문에서는 한국항공우주연구원에서 개발중인 반디호 수출형 모델의 전기체 정적 구조시험에 대해 설명하고 있다.
- 본 논문은 반디호 수출형 모델의 전기체 정적 구조시험의 절차와 그 결과에 대해서 간략하게 기술하였다. 전기체 정적구조시험을 위해서 시험하중을 산줄하였고, 이를 시험체에 모사하기 위한 하중부가치구와 하중제어시스템을 준비하였다.
가설 설정
- (b) 설계제한하중과 설계극한하중 사이에 국부적파손 또는 구조적 불안정성이 있다. 하더라도 설계극한하중에서는 적어도 3초간 파손(Failure) 이 없어야 한다.
제안 방법
- 채널이 적용되었다. 24개 유압 작동기중 21개유압 작동기는 시험체에 직접적인 시험하중을 적용하였으며, 3개의 유압 작동기는 항공기의 평형유지 및시스템 정지 시 항공기 시편에 과하중을 방지하고자 수직자세제 어 시스템에 적용하였다.
- 주익 및 중앙동체 부분은 주 기둥 8개, 종 방향 빔 4개, 횡 방향 빔 6개, 전후방 보조 받침대 8개로 구성하였고, 전방동체 및커나드 부분은 주 기둥 4개, 종 방향 빔 2개, 횡방향빔 2개, 전후방 보조 받침대 2개, 측면 보조 받침대 4 개로 구성하였다. 간단한 계산을 통하여 주 프레임의 강도를 검증하였다.
- 구조시험을 수행하는 동안 시험체에 하중을 부가하기 위하여 사용되는 유압작동기(Actuator)를 고정 및지지하는 구조물로서 주로 H-형강을 사용한 트러스구조물로 구성하여 설계하였다. 주익 및 중앙동체 부분은 주 기둥 8개, 종 방향 빔 4개, 횡 방향 빔 6개, 전후방 보조 받침대 8개로 구성하였고, 전방동체 및커나드 부분은 주 기둥 4개, 종 방향 빔 2개, 횡방향빔 2개, 전후방 보조 받침대 2개, 측면 보조 받침대 4 개로 구성하였다.
- 중량을 보상한다. 동체는 시험체 중량과 모든 하중부가시스템, 엔진(Engine) 모조 구조물 그리고 수평 자세제어 시스템을 번지 (Bungee Cable) 와 저울을 이용하여 중량을 보상하였다. 수직미익의 하중부가장치는 번지를 이용하여 수평을 이루도록 하였다.
- 동체의 휘플트리는 우든 스트랩 대신 그림 7과 같이 동체 킬빔(Keel Beam)에 말안장 모양의 치구를 설치하였다. 엔진에는 모조 구조물을 설치하여 엔진의 관성하중을 구현하였다.
- 같다. 매 시험전에 40% DLL(Design Limit Loads) 스트레인 획득을 통해 셋업을 점검하고 100% DLL 시험에서의 스트레인 값을 예측하여 시험의 수행여부를 결정한다. 100% DLL 시험하중 부가 시에는 40% DLL을 사전 수행하여 구조이음부의 이완을 조절한 후 스트레인 0(Zero)의 값을 교정하게 된다.
- 반디호는 FAR 23 일반급(Normal Category)을 적용하여 하중 및 구조해석을 수행하였다. 그러나 FAR 23.
- 100% DLL 시험하중 부가 시에는 40% DLL을 사전 수행하여 구조이음부의 이완을 조절한 후 스트레인 0(Zero)의 값을 교정하게 된다. 설계극한하중시험은 설계제한하중시험을 수행한 후그림 12와 같은 150% DLL 시험하중형상을 한 번더 수행한다.
- 동체는 시험체 중량과 모든 하중부가시스템, 엔진(Engine) 모조 구조물 그리고 수평 자세제어 시스템을 번지 (Bungee Cable) 와 저울을 이용하여 중량을 보상하였다. 수직미익의 하중부가장치는 번지를 이용하여 수평을 이루도록 하였다. 착륙장치 모조 구조물은 별도의 중량보상 시스템을 사용하지 않고 자세제어 시스템이 중량을 지지한다.
- 시험체에 하중을 부가하기 위해 시험치구를 설계제작하였다. 시험치구는 주 프레임, 하중부가시스템, 자세제어시스템 중량보상시스템으로 구분할 수 있다.
- 시험하중 해석을 위해서는 각 시험조건별로 설계하중이 필요하다. 시험하중의 부가를 위해 날개에 패드 (Pad)와 스트랩 (Strap)을 사용하였다. 연속적인 분포를 보이는 설계하중 VMT(전단력, 굽힘 모멘트, 비틀림 모멘트)로부터 힘과 모멘트의 평형식을 이용하여 패드/스트랩에 하중을 분산시키는 과정을 수행한다.
- 엔진에는 모조 구조물을 설치하여 엔진의 관성하중을 구현하였다.
- 시험하중의 부가를 위해 날개에 패드 (Pad)와 스트랩 (Strap)을 사용하였다. 연속적인 분포를 보이는 설계하중 VMT(전단력, 굽힘 모멘트, 비틀림 모멘트)로부터 힘과 모멘트의 평형식을 이용하여 패드/스트랩에 하중을 분산시키는 과정을 수행한다. 이러한 하중 분산을 통해 설계하중의 VMT를 정확히 구현할 수 있는 패드/스트랩 하중을 일차적으로 구하게 되며, 다음 단계에서는 실제 시험에서 사용하는 하중부가 시스템을 고려하여, 하중비, 하중 방향, 하중 크기 등을 조정하게 된다.
- 이러한 하중 분산을 통해 설계하중의 VMT를 정확히 구현할 수 있는 패드/스트랩 하중을 일차적으로 구하게 되며, 다음 단계에서는 실제 시험에서 사용하는 하중부가 시스템을 고려하여, 하중비, 하중 방향, 하중 크기 등을 조정하게 된다. 이러한 과정을 거쳐 산출된 시험하중의 VMT는, 설계하중의 VMT와 비교하여, 임계영역에서 2%이하의 오차를 갖도록 하였다. 그림 2는 L1 시험조건의 주익 설계하중과 시험하중 굽힘모멘트 선도이며, 그림 3은 L2 시험조건의 동체 설계하중과 시험하중 수직 굽힘모멘트 선도이다.
- 주익, 커나드, 동체의 시험하중을 각기 산출한 후 각 부분의 하중을 합하면 전기체 균형이 맞지 않으며 균형을 잡기 위한 하중을 가해줘야 한다. 전기체 시험의 균형하중은 크지 않으며, 6자유도 구속을 위한 자세제어시스템 (Restraint System)을 이용하여 균형하중을 구현하였다. 자세제어 시스템은 시험치구에서 자세히 설명한다.
- 전기체 정적구조시험을 위해서 시험하중을 산줄하였고, 이를 시험체에 모사하기 위한 하중부가치구와 하중제어시스템을 준비하였다. 데이터 획득 장비를 통해 시험결과를 획득하였다.
- 구성하여 설계하였다. 주익 및 중앙동체 부분은 주 기둥 8개, 종 방향 빔 4개, 횡 방향 빔 6개, 전후방 보조 받침대 8개로 구성하였고, 전방동체 및커나드 부분은 주 기둥 4개, 종 방향 빔 2개, 횡방향빔 2개, 전후방 보조 받침대 2개, 측면 보조 받침대 4 개로 구성하였다. 간단한 계산을 통하여 주 프레임의 강도를 검증하였다.
- 항공기의 전기/전자, 연료, ECS, 항법시스데 유압/공압시스템 등은 내부응력에 영향을 주지 못하므로 장착하지 않았고 전방 착륙장礼 주 착륙장치, 엔진 조종면 고정장치는 모조 구조물(Dummy Structure) 을 사용하여 하중부가를 실제 구성품과 유사하게 모사할 수 있도록 하였다(그림 5).
- 수출형 모델은 기존의 모델과 비교하여 많은 부분의 설계가 변경되었으며, 이 수출형 모델에 대한 하중해석과 구조해석이 새로이 수행되었다. 현재 구조강도와 구조해석결과를 검증하기 위한 전기체 정적시험이 진행 중에 있으며, 현재 5가지의 설계제한하중(Design Limit Loads) 시험과 6가지의 설계극한하중(Design Ultimate Loads) 시험을 완료하였으며, 5가지 설계극한하중조건의 시험을 남겨놓고 있다.
- 데이터 획득 장비를 통해 시험결과를 획득하였다. 획득된 시험결과는 구조해석 결과에 반영하게 되며, 이를 통해 구조 건전성을 검증하게 된다. 정적시험은 개발 항공기의 구조적 건전성을 검증함에 있어서 반드시 수행되어야하며, 인증에는 필수적인 요소이다.
- 주익, 커나드, 수직미익의 휘플트리는 우든 스트랩 (Wooden Strap), 패드, 픽업 (Pick-up), 턴버클(Turn Buckle), 레버(Lever)로 구성되며 롱링크를 통해 유압작동기로 연결된다(그림 6). 휘플트리 설계하중은 각 시험하중의 휘플트리 구성도에서 각 단별 전단력과 모멘트 최대값을 기준으로 설계 하였다.
대상 데이터
- 6자유도가 구속되어야 한다. 구속지점들은 NLG (Nose Landing Gear), MLG(Main Landing Gear) 2개, EMS (Engine Mount System) 을 사용하였고, 그림 8과 같이 3개의 수직방향, 2개의 수평방향, 그리고 1개의 축방향 강체운동을 제한하였다. 구속지점에는 로드셀을 장착하여 시험하는 동안 반력을 감시하였다.
- 구조시험에 사용된 유압 작동기는 24개이며, 항공기의 평형 유지 및 반력을 감시하기 위하여 6개의 물리적 채널이 적용되었다. 24개 유압 작동기중 21개유압 작동기는 시험체에 직접적인 시험하중을 적용하였으며, 3개의 유압 작동기는 항공기의 평형유지 및시스템 정지 시 항공기 시편에 과하중을 방지하고자 수직자세제 어 시스템에 적용하였다.
- 데이터측정 장비는 미국 Agilent사의 E1529A 스트레인 컨디셔닝 모듈(Strain Conditioning Module)을 적용하였다.
- 본 시험을 위한 정적 시험체는 반디호 수출형모델의 개발과정 실험기인 3호기이며, 4호기인 비행시제기와 구조적인 관점에서 동일하게 제작되었다. 항공기의 전기/전자, 연료, ECS, 항법시스데 유압/공압시스템 등은 내부응력에 영향을 주지 못하므로 장착하지 않았고 전방 착륙장礼 주 착륙장치, 엔진 조종면 고정장치는 모조 구조물(Dummy Structure) 을 사용하여 하중부가를 실제 구성품과 유사하게 모사할 수 있도록 하였다(그림 5).
- 유압 작동기에는 하나의 로드셀과 서보밸브가 부착되어 시편에 시험하중이 작용되어 진다. 시험에 사용된 로드셀은 이중의 신호가 출력되는 로드셀을 사용하였다. 서보밸브는 시험하중에 해당되는 명령신호와 로드셀에서 출력되는 실시간 시험하중사이의 오차신호가 서보밸브에 적용되어 유압작동기의 유량 및 압력을 제어하여 시험체에 시험하중을 적용하도록 한다.
- 시험중 항공기 부분의 강성 및 스트레인을 측정하기 위한 변위센서는 최대 26채널이 사용되었으며, 스트레인 게이지는 최대 322채널을 적용하였다. 데이터측정 장비는 미국 Agilent사의 E1529A 스트레인 컨디셔닝 모듈(Strain Conditioning Module)을 적용하였다.
-
나. 시험결과
시험체에 112개의 스트레인 게이지와 26개의 변위게이지를 장착하였고, 시험의 결과로서 스트레인과변위를 획득하였다. 그림 14는 주익의 스트레인 게이지 위치를 보여주고 있으며, 그림 15는 항공기 전체에 부착된 변위 게이지의 위치를 보여주고 있다.
- 전기체 구조시험장비는 미국MTS사의 Aero-90 시스템이고, 그림 9와 같이 주제어장치(LTC), 서보제어장치(DSSC), 그리고 데이터획득장치(DAC)등으로 구성된다(2) 주제어장치와 서보제어장치는 구조시험 시험체에 시험하중을 적용할 유압작동기를 제어하는 시스템으로 30개의 물리적 채널을 사용하였다. 유압 작동기에는 하나의 로드셀과 서보밸브가 부착되어 시편에 시험하중이 작용되어 진다.
- 하중해석m을 통해 주요설계하중조건을 선정하게 되고, 구조해석을 통해 이 중 설계제한하중 5개와 설계극한하중 11개의 구조시험 조건을 선정하였다. 구조시험조건 선정 시에는 각 부재별 최소안전여유를 고려하였고, 한 가지 시험으로 여러 부재의 파손모드를 파악할 수 있는 조건으로 선정하였다.
성능/효과
- (a) 항공기 구조는 설계제한하중에서 유해한, 영구변형(Detrimental, Permanent Deformation)0] 없어야 한다.
- 5가지의 설계제한하중시험을 수행한 결과 시험체에 영구 변형이 일어나지 않았으며, 이는 앞에서 언급한 구조시험 요구조건을 만족한 것이다. 현재 설계극한하중 시험이 진행 중에 있다.
- 첫째, 각 시험조건에서 어느 부분의 어떤 하중 성분이 특히 중요한지를 파악하고, 해당되는 시험하중의 정확도를 높게 유지해야 한다. 둘째, 구조시험의 경우, 정해진 일정 내에 많은 조건들을 시험해야 하므로 시험의 정확성뿐만 아니라 효율적인 수행을 고려해야 한다. 즉, 시험조건이 바뀔 때 휘플트리 (Whiffletree) 등 하중 부가 시스템의 설치 및 변경을 가급적 최소화할 수 있는 개념이 시험하중해석단계에 도입이 되어야 한다.
- 이러한 시험하중의 해석에는 우선 다음의 사항들이 고려되어야 한다. 첫째, 각 시험조건에서 어느 부분의 어떤 하중 성분이 특히 중요한지를 파악하고, 해당되는 시험하중의 정확도를 높게 유지해야 한다. 둘째, 구조시험의 경우, 정해진 일정 내에 많은 조건들을 시험해야 하므로 시험의 정확성뿐만 아니라 효율적인 수행을 고려해야 한다.
후속연구
- 307에는 구조해석은 반드시 구조시험을 통해 검증이 되어야 함을 명시하고 있다. 즉, 구조시험 결과와 구조해석 결과가 유사한 값을 갖도록 항공기 설계시 사용된 구조해석 기법을 보완해야 한다. 검증된 구조해석 기법을 사용하여 하중해석을 통해 선정된 모든 주요 설계하중조건에 대한 구조해석을 수행해야 한다.
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.