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.
가설 설정
- 모델로 생성하였다. 그리고 수학적 해석 모델의 단순화를 위해 착륙장치의 구성품은 외부하중에 구조적 변형을 일으키지 않는다고 가정하였다. 또한 실제 항공기의 착륙 시 외부 하중 조건을 만족시키기 위해 착륙 중 양력이 지속적으로 작용하도록 모델의 외부 하중조건을 부여하였다.
제안 방법
- 해석은 수학적 모델과 수치해석 과정의 정확성을 검증하기 위한 검증모델에 관한 과정과 그림 2에서 보여주는 전방 착륙장치에 대한 수치해석 과정으로 이루어졌다. 검증을 위한 모델은 참고문헌[1]의 실험에 사용된 5000 lb 급 훈련용 비행기의 착륙장치를 이용하였으며, 낙하시험 결과와 해석 결과를 비교하는 과정으로 검증을 수행하였다.
- 그러므로 본 연구의 주목적인 소형 항공기에 적용하기 위해 설계된 캐스터링 휠 포크 및 올레오-뉴메틱 스트루트가 적용된 전방 착륙장치의 충격하중 해석을 수행하였다.
- 보여주는 것이다. 그림 5와 마찬가지로 Tire Bottoming 현상이 발생하는 것을 볼 수 있으나 충격하중 해석에서 재료적 감쇠특성은 최대 충격하중에 큰 영향을 미치지 않는 점을 감안하여 Hysteresis 특성을 제외한 특성 곡선으로 제한하였다.
- 그리고 수학적 해석 모델의 단순화를 위해 착륙장치의 구성품은 외부하중에 구조적 변형을 일으키지 않는다고 가정하였다. 또한 실제 항공기의 착륙 시 외부 하중 조건을 만족시키기 위해 착륙 중 양력이 지속적으로 작용하도록 모델의 외부 하중조건을 부여하였다. 착륙 시 타이어와 지면과의 사이에 미끄럼 마찰에 의한 항력(Drag Load)의 작용을 고려하였다.
- 본 연구를 통해 올레오-뉴메틱 완충장치와 캐스터 휠 포크가 적용된 소형항공기용 전방 착륙장치의 충격하중 해석을 위한 내부의 마찰력 등과 같은 비선형 요소를 포함하고 있는 2 자유도 비선형 수학적 모델링을 수행하였으며, 생성된 수학적 모델을 수치해석방법을 이용하여 착륙장치의 충격하중 하의 시간에 따른 응답을 구할 수 있었다. 생성된 수학적 모델과 수치해석 과정의 검증을 위한 검증과정을 수행하였다.
- 본 연구에서는 그림 2의 올레오-뉴메틱(Oleo-pneumatic) 완충장치와 차등 제동 조향 (Differential Braking Steering)올 위한 캐스터링휠 포크(Castering Wheel Fork)가 적용된 소형항공기용 전방착륙장치의 충격하중 해석을 위한 비선형 2 자유도 수학적 모델을 생성하고, 수치해석 기법을 이용하여 시간에 따른 충격응답을 구하였다. 생성된 전방착륙장치의 수학적 모델은 타이어의 충격 시 동적 특성과 스트루트 기울기, 캐스터에 의한 모멘트, 타이어 접촉과 조향 등에의 해 발생하는 측면하중에 의한 올레오 스트루트내부의 마찰 특성 등의 비선형 요소들을 포함하고 있다.
- 영향을 고려하지 않았다. 본 연구에서는 내부 마찰에 의한 하중의 크기 변화를 확인하기 위해 검증모델의 문헌 상의 결과와 수치해석 치와의 비교 검증 과정 이후 스트루트의 기울기와 캐스트링 휠 포크에 의한 영향을 적용한 모델의 수치해석 과정을 수행하였으며, 이 과정을 통해 얻은 결과와 내부마찰이 없는 경우의 결과와 비교하였다.
- 앞서 기술한 과정을 통한 내, 외부 힘평형 조건을 이용하여 다음과 같은 올레오-뉴메틱 스트러트와 캐스터링 휠 포크가 적용된 소형항공기용 전방착륙 장치의 운동방정식을 생성하였다.
- 앞서 기술한 바와 같이 소형항공기 전방 착륙장치의 충격하중 해석을 수행하기 앞서 생성한 수학적 모델과 수치해석 과정의 정확도를 검증하기 위한 과정을 수행하였다. 검증 과정은 실험적 방법으로 얻어진 충격하중의 크기와 수치해석으로 얻은 결과를 비교하였다.
- 올레오-뉴메틱 스트러트와 캐스터링 휠 포크가 적용된 소형항공기용 전방착륙장치의 수학적 모델링을 수행을 위해 그림 3과 같은 단순화 모델링 및 자유물체도를 생성하였다. 그림 3-(a) 는 전방 착륙장치의 착륙 시 외부 하중 조건 및 2 자유도 구속조건을 보여주고 있다.
- 또 생성된 운동방정식의 수치해석은 4 차 Runge-Kutta 방식을 이용하였으며, 운동방정식 및 수치해의 정확도를 평가하기 위한 타 항공기에 기 적용된 전방착륙장치의 낙하시험 결과와의 비교 검증과정을 수행하였다. 이와 같은 과정을 통해 올레오-뉴메틱 스트러트와 캐스터링휠 포크가 적용된 소형항공기 전방착륙장치의 완충 성능 해석적으로 확인하고 FAR part23에서 규정된 최대 착륙조건에서의 동체에 전달되는 최대 하중의 크기를 해석적으로 확인하였다.
- 전방착륙장치의 최대 착륙하중 상태의 조건은 수평 착륙상태로 하강속력이 2.8 m/s 이며 양력비(Lift Factor)는 1/3W 조건을 적용하였다.
- 또한 실제 항공기의 착륙 시 외부 하중 조건을 만족시키기 위해 착륙 중 양력이 지속적으로 작용하도록 모델의 외부 하중조건을 부여하였다. 착륙 시 타이어와 지면과의 사이에 미끄럼 마찰에 의한 항력(Drag Load)의 작용을 고려하였다. 그러나, 본 연구에서의 수학적 모델에는 착륙 시 비행체의 피치방향 회전 자유도는 모델의 단순화를 위해 생략하였다.
- 15초 가량으로 최대 압축 행정 및 최대 작용하중이 해석 시간도 메인 내에 발생한다. 해석은 수학적 모델과 수치해석 과정의 정확성을 검증하기 위한 검증모델에 관한 과정과 그림 2에서 보여주는 전방 착륙장치에 대한 수치해석 과정으로 이루어졌다. 검증을 위한 모델은 참고문헌[1]의 실험에 사용된 5000 lb 급 훈련용 비행기의 착륙장치를 이용하였으며, 낙하시험 결과와 해석 결과를 비교하는 과정으로 검증을 수행하였다.
대상 데이터
- 소형항공기 전방착륙장치의 수학적 모델은 휠, 타이어, 하부 실린더로 구성된 하부 질량부 (Lower Mass)와 전방착륙장치에 부하되는 항공기 중량 및 상부 실린더로 구성된 착륙장치 상부질량부(Upper Mass) 등의 Z 방향으로의 2개 자유도 모델로 생성하였다. 그리고 수학적 해석 모델의 단순화를 위해 착륙장치의 구성품은 외부하중에 구조적 변형을 일으키지 않는다고 가정하였다.
데이터처리
- 위한 과정을 수행하였다. 검증 과정은 실험적 방법으로 얻어진 충격하중의 크기와 수치해석으로 얻은 결과를 비교하였다.
- 생성된 전방착륙장치의 수학적 모델은 타이어의 충격 시 동적 특성과 스트루트 기울기, 캐스터에 의한 모멘트, 타이어 접촉과 조향 등에의 해 발생하는 측면하중에 의한 올레오 스트루트내부의 마찰 특성 등의 비선형 요소들을 포함하고 있다. 또 생성된 운동방정식의 수치해석은 4 차 Runge-Kutta 방식을 이용하였으며, 운동방정식 및 수치해의 정확도를 평가하기 위한 타 항공기에 기 적용된 전방착륙장치의 낙하시험 결과와의 비교 검증과정을 수행하였다. 이와 같은 과정을 통해 올레오-뉴메틱 스트러트와 캐스터링휠 포크가 적용된 소형항공기 전방착륙장치의 완충 성능 해석적으로 확인하고 FAR part23에서 규정된 최대 착륙조건에서의 동체에 전달되는 최대 하중의 크기를 해석적으로 확인하였다.
- 생성된 수학적 모델과 수치해석 과정의 검증을 위한 검증과정을 수행하였다. 이러한 수치해석을 통해 착륙장치의 기울임 각도 및 캐스터 휠 포크의 각도에 따른 응답의 차이를 확인하였으며, 소형항공기에 적용하기 위해 설계된 전방 착륙장치의 수치해석 상의 완충효율을 확인할 수 있었다.
이론/모형
- 앞서 과정으로 생성된 소형항공기 전방 착륙장치의 지배방정식 비선형 2자유도 연립 미분방정식의 형태로 시간에 대한 시스템의 응답을 구하기 위해 4차 Runge-Kutta method 를 적용하였다.
- 착륙장치의 착륙속도 및 상부 질량의 크기 등은 FAR part23에 규정된 최대값을 적용하였으며, 표 1, 2는 각각 검증 모델과 해석 모델에 적용된 변수 및 변수의 크기가 기록되었다.
성능/효과
- 각 하중 곡선들은 충격속력과는 무관한 곡선의 기울기가 나타나고 있음을 보여주고 있고, 고무의 에너지 흡수특성으로 인한 Hysteresis 감쇠 현상이 나타나고 있음을 보여주고 있다. 또한 일정한 타이어 변형 이후 하중이 급격이 증가하는 것을 알 수 있는데, 이는 타이어의 최대 가능 변위 이후 휠이 지면에 닿기 시작함에 기인한다.
- 이 결과들은 내부마찰이 없는 그림 10, 11의 결과와 비교했을 때, 시간에 따른 변위 변화 양상이나, 충격하중 양상이 같으나, 내부마찰에 의한 충격하중의 크기 및 변위의 크기의 차이가 발생함을 확인할 수 있었다. 또 내부마찰을 고려한 각각의 결과들은 내부 마찰의 크기 변화만 있을 뿐 전체적인 변화 양상에는 큰 차이가 없음을 확인할 수 있었다. 이러한 비교는 수치해석의 결과로만 유추하였을 때, 스트루트의 기울임이나, 캐스터링 휠 포크의 적용 등 올레오-뉴메틱 스트루트 내부의 마찰을 고려하기 위한 최대하중 및 변위에 적절한 보정계수나 실험 상수의 적용이 가능함을 보여주고 있다.
- 확인할 수 있다. 또한 실험결과와 수치해석 결과 모두 스트로크 속력과 스트루트의 수직 하중이 비례하고 있음을 보여주고 있다. 이는 올레오-뉴메틱 스트루트 내부의 오리피스에 의한 감쇠력이 전체 하중의 크기에 많은 영향을 끼치고 있음을 보여주는 것으로, 착륙장치의 성능에 오리피스 형상 및 성능이 많은 영향을 주는 것을 확인할 수 있게 해주는 것이다.
- 결과이다. 이 결과들은 내부마찰이 없는 그림 10, 11의 결과와 비교했을 때, 시간에 따른 변위 변화 양상이나, 충격하중 양상이 같으나, 내부마찰에 의한 충격하중의 크기 및 변위의 크기의 차이가 발생함을 확인할 수 있었다. 또 내부마찰을 고려한 각각의 결과들은 내부 마찰의 크기 변화만 있을 뿐 전체적인 변화 양상에는 큰 차이가 없음을 확인할 수 있었다.
- 또 내부마찰을 고려한 각각의 결과들은 내부 마찰의 크기 변화만 있을 뿐 전체적인 변화 양상에는 큰 차이가 없음을 확인할 수 있었다. 이러한 비교는 수치해석의 결과로만 유추하였을 때, 스트루트의 기울임이나, 캐스터링 휠 포크의 적용 등 올레오-뉴메틱 스트루트 내부의 마찰을 고려하기 위한 최대하중 및 변위에 적절한 보정계수나 실험 상수의 적용이 가능함을 보여주고 있다.
- 생성된 수학적 모델과 수치해석 과정의 검증을 위한 검증과정을 수행하였다. 이러한 수치해석을 통해 착륙장치의 기울임 각도 및 캐스터 휠 포크의 각도에 따른 응답의 차이를 확인하였으며, 소형항공기에 적용하기 위해 설계된 전방 착륙장치의 수치해석 상의 완충효율을 확인할 수 있었다.
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.