본 논문에서는 굽힘-비틀림 연성운동이 일어나는 CAS 형태의 이방성 복합재료 항공기 날개의 에일러론 역전 특성에 관한 해석적인 연구를 수행하였다. 복합재료 날개는 박판보로 모델링되었다. 복합재료 날개의 에일러론 역전 특성에 관한 연구에서, 횡전단변형 및 와핑구속, 굽힘-비틀림 연성, 후퇴각, 날개의 가로세로비, 날개와 에일러론의 길이비 및 시위비, 등을 고려하는 것이 필요하다. 얇은 벽 보의 항공기 날개에 대한 보다 더 효과적인 설계를 위해, 에일러론 역전 특성과 관련한 연구 결과는 매우 중요한 역할을 담당할 수 있을 것이다.
본 논문에서는 굽힘-비틀림 연성운동이 일어나는 CAS 형태의 이방성 복합재료 항공기 날개의 에일러론 역전 특성에 관한 해석적인 연구를 수행하였다. 복합재료 날개는 박판보로 모델링되었다. 복합재료 날개의 에일러론 역전 특성에 관한 연구에서, 횡전단변형 및 와핑구속, 굽힘-비틀림 연성, 후퇴각, 날개의 가로세로비, 날개와 에일러론의 길이비 및 시위비, 등을 고려하는 것이 필요하다. 얇은 벽 보의 항공기 날개에 대한 보다 더 효과적인 설계를 위해, 에일러론 역전 특성과 관련한 연구 결과는 매우 중요한 역할을 담당할 수 있을 것이다.
This paper deals with an analytical study on the aileron reversal characteristics of anisotropic composite aircraft wings modelled as thin-walled beam and having bending-torsion structural couplings caused by Circumferentially Asymmetric Stiffness layup scheme. For a study on the aileron reversal of...
This paper deals with an analytical study on the aileron reversal characteristics of anisotropic composite aircraft wings modelled as thin-walled beam and having bending-torsion structural couplings caused by Circumferentially Asymmetric Stiffness layup scheme. For a study on the aileron reversal of CAS composite wings, it is essential to consider the following effects such as warping restraint, transverse shear flexibility, bending-twist structural coupling, wing aspect ratio, ratio of span-wise and chord-wise length of aileron to wing, and sweep angle, etc. The results on the aileron reversal could have a significant role in more efficient designs of thin-walled composite wing aircraft for which this aeroelastic instability is one of the most critical ones.
This paper deals with an analytical study on the aileron reversal characteristics of anisotropic composite aircraft wings modelled as thin-walled beam and having bending-torsion structural couplings caused by Circumferentially Asymmetric Stiffness layup scheme. For a study on the aileron reversal of CAS composite wings, it is essential to consider the following effects such as warping restraint, transverse shear flexibility, bending-twist structural coupling, wing aspect ratio, ratio of span-wise and chord-wise length of aileron to wing, and sweep angle, etc. The results on the aileron reversal could have a significant role in more efficient designs of thin-walled composite wing aircraft for which this aeroelastic instability is one of the most critical ones.
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문제 정의
따라서 본 논문에서는 α37과 α56의 영향에 대해 조사하였다.
본 연구에서 에일러론 역전 특성을 연구하기 위해, 횡전단변형 및 와핑구속 효과, 굽힘-비틀림 연성 계수, 후퇴각의 영향, 날개의 가로세로비, 날개와 에일러론의 길이비 및 시위비, 에일러론의 처짐량 등을 고려하였다. 아울러, 연구 대상 모델의 형상은 소형기급 항공기로서, 대략 Mach 0.
본 연구에서는 굽힘과 비틀림이 구조적으로 연성을 나타내는 특수한 적층 형태(layup)의 하나인 Circumferentially Asymmetric Stiffness(CAS) 형상[3]의 복합재료의 박판 보에 대해 구조적 테일러링(tailoring)을 이용한 정적 공탄성의 안전성 문제인 에일러론 역전 특성에 대해 고찰한다.
가설 설정
1) 보의 단면은 변형 후에도 단면 본래의 형상을 유지한다.2) 비틀림 율(rate of twist)은 보의 축 방향을 따라 변한다.
보의 벽 두께가 매우 얇은 경우에는 2차 와핑의 영향은 1차 와핑에 비해 무시할 수 있을 정도로 작다.3) 에일러론에 의한 날개의 기하학적 형상 변화는 없는 것으로 가정한다.
제안 방법
복합재료 구조물에서는 섬유각 및 적층 방법에 따라 모든 종류의 운동이 서로 연성을 나타낼 수 있으나, 본 연구에서는 y-z 평면 내에서의 종방향 굽힘운동과 비틀림 운동이 서로 연성되고, 이와는 별도로 x-z 평면에서 횡방향 굽힘과 보의 축 방향(z-축)운동이 연성되는 CAS 구조물(Fig. 3)에 대하여 아래 식과 같은 해밀턴 원리를 적용하여 종방향 굽힘/비틀림 연성 운동에 관한 운동방정식과 경계조건을 유도하였다.
본 논문에서는 extended Galerkin method (EGM)를 이용하여 복합재료 박판 보에 대해 각각의 매개변수 변화에 따른 정적 응답 값의 변화를 구하였다. 변위 함수 v0, θx, Φ는 최소한 기하학적 경계조건(식 14)을 만족할 수 있도록 Vj(z), Xj(z), Φj(z) 를 선택하여 다음과 같이 급수 형태로 가정한다[5,6,7].
대상 데이터
본 연구에서 사용한 복합재료는 T300/5028 Graphite-Epoxy로서, 그 물성치는 다음과 같다.
본 연구에서 에일러론 역전 특성을 연구하기 위해, 횡전단변형 및 와핑구속 효과, 굽힘-비틀림 연성 계수, 후퇴각의 영향, 날개의 가로세로비, 날개와 에일러론의 길이비 및 시위비, 에일러론의 처짐량 등을 고려하였다. 아울러, 연구 대상 모델의 형상은 소형기급 항공기로서, 대략 Mach 0.15에서 Mach 0.25의 속도 범위에서 운용이 이루어지기 때문에, 이 속도 범위를 고려하였다.
이론/모형
단, α0는 받음각에 대한 양력계수의 변화율을 나타내고, #/#는 에일러론의 처짐 β에 대한 양력계수 변화율로서 에일러론의 기하학적인 형상에 따라 결정되지만, 본 논문의 경우에는 2차원 비압축성 유동의 strip theory를 적용하였다.
성능/효과
1) CAS 복합재료 날개의 경우, 섬유각의 변화에 따른 굽힘-비틀림 강성 계수 값의 변화가 다른 강성계수에 비해 크게 나타났으며, 날개의 유효 받음각과 롤 모멘트 계수에 대해 지배적이었다. 따라서 CAS 복합재료 날개의 구조적인 테일러링에 반드시 고려하여야 할 변수임을 밝혔다.
2) 박판 보의 날개에서 횡 전단 효과는 와핑효과에 비해 에일러론 역전 특성에 많은 영향을 미치므로, 항공기 날개의 설계에서 반드시 고려하여 할 효과로 나타났다.
1) 보의 단면은 변형 후에도 단면 본래의 형상을 유지한다.2) 비틀림 율(rate of twist)은 보의 축 방향을 따라 변한다. Saint-Venant torsion 에서는 비틀림 율을 상수로 가정하지만, 본 연구에서는 비틀림 율은 축 방향 좌표의 함수이다.
3) 항공기 날개의 가로세로비는 에일러론 역전속도에 큰 영향을 미치는 변수로서, 가로세로비가 증가함에 따라 상대적으로 높은 속도에서 에일러론 역전이 발생한다는 것을 알 수 있었다.
4) 에일러론의 크기가 증가함에 따라 역전 속도를 증가시킬 수 있지만, 유효 받음각이 작아져 항공기 날개의 양력을 감소시킬 수 있기 때문에, 날개의 양력이 허용하는 범위 내에서 에일러론의 크기를 결정하여야 한다.
5) 에일러론 처짐량은 에일러론 역전 속도에 대해 영향을 미치지 않는 것으로 나타났지만, 에일러론 처짐량이 증가할수록 유효 받음각은 작아져 날개에 발생하는 양력을 감소시키므로, 날개의 양력이 허용하는 범위 내에서 에일러론의 처짐량을 결정할 필요가 있다.
결과적으로, 굽힘-비틀림 강성계수 α37의 변화는 날개의 유효 받음각과 롤 모멘트 계수에 커다란 영향을 미친다.
13은 각각 에일러론 역전 특성에 대한 날개의 가로세로비(AR) 및 후퇴각(Λ)의 영향을 도시한 것이다. 날개의 가로세로비가 커질수록 역전속도는 증가하는 경향을 보이며, 날개의 후퇴각이 커질수록 역전 속도는 감소함을 알 수 있다.
15, 16은 각각 에일러론 대 날개의 시위비(cb = E/c)와 길이비(Lb = L2/L)에 대한 영향을 도시한 것이다. 에일러론의 길이비 및 시위비가 증가함에 따라 즉, 에일러론의 크기가 커질수록 역전 속도가 소폭으로 증가함을 알 수 있다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
항공기의 날개 특징에 대해 설명하시오
항공기의 날개는 탄성체로서, 공력으로 인해 변형이 일어나고, 이로 인해 받음각이 변하기 때문에 날개를 강체로 가정하였을 경우와는 다른 특성을 나타낸다. 날개의 받음각의 변화는 공력 특성에 커다란 영향을 미치므로, 항공기 날개의 정적 공탄성 문제에 대한 해석이 중요하다.
에일러론 역전이란 무엇인가?
에일러론 역전이란, 날개의 에일러론을 통해 원하는 양력의 증가를 얻고자 할 때, 날개의 변형으로 인해 받음각이 작아지면 양력이 원하는 방향과 반대로 발생하는 현상이다[1,2].
복합재료 CAS 항공기 날개의 에일러론 역전 특성 연구 결과는?
1) CAS 복합재료 날개의 경우, 섬유각의 변화에 따른 굽힘-비틀림 강성 계수 값의 변화가 다른 강성계수에 비해 크게 나타났으며, 날개의 유효 받음각과 롤 모멘트 계수에 대해 지배적이었다. 따라서 CAS 복합재료 날개의 구조적인 테일러링에 반드시 고려하여야 할 변수임을 밝혔다.
2) 박판 보의 날개에서 횡 전단 효과는 와핑효과에 비해 에일러론 역전 특성에 많은 영향을 미치므로, 항공기 날개의 설계에서 반드시 고려하여 할 효과로 나타났다.
3) 항공기 날개의 가로세로비는 에일러론 역전속도에 큰 영향을 미치는 변수로서, 가로세로비가 증가함에 따라 상대적으로 높은 속도에서 에일러론 역전이 발생한다는 것을 알 수 있었다.
4) 에일러론의 크기가 증가함에 따라 역전 속도를 증가시킬 수 있지만, 유효 받음각이 작아져 항공기 날개의 양력을 감소시킬 수 있기 때문에, 날개의 양력이 허용하는 범위 내에서 에일러론의 크기를 결정하여야 한다.
5) 에일러론 처짐량은 에일러론 역전 속도에 대해 영향을 미치지 않는 것으로 나타났지만, 에일러론 처짐량이 증가할수록 유효 받음각은 작아져 날개에 발생하는 양력을 감소시키므로, 날개의 양력이 허용하는 범위 내에서 에일러론의 처짐량을 결정할 필요가 있다.
참고문헌 (8)
Bisplinghoff, R. L., Ashley, H. and Halfman, R. L., Aeroelasticity, Dover Publications Inc., New York, 1996.
김은석, 이인, 복합재료 날개의 조종면 리버설 해석, 한국항공우주학회지, 제 18권 2호, 1990. 6, pp. 60-68.
Librescu, L. and Song, O., Thin-Walled Composite Beams: Theory and Application, Solid Mechanics and its Applications, Volume 131, Springer, ISBN-10 1-4020-3457-1, 2006.
Song, O., Modeling and Response Analysis of Thin-Walled Beam Structures Constructed of Advanced Composite Materials, Ph.D. Thesis, Virginia Polytechnic Institute and State University, 1990.
Librescu, L., Meirovitch, L., and Song, O., "Refined Structural Modeling for Enhancing Vibrational and Aeroelastic Characteristics of Composite Aircraft Wings," La Recherche Aerospatiale, Volume 1996, Issue 1, 1996, pp. 23-35.
Librescu, L., Meirovitch, L., and Song, O., "Integrated Structural Tailoring and Control using Adaptive Materials for Advanced Aircraft Wings," Journal of Aircraft, Volume 33, Issue 1, January-February 1996, pp.s 203-213.
송오섭, “적층 복합재료 박판 보의 강제진 동특성에 관한 연구,” 한국복합재료학회지, 제10권 제2호, 1997, pp. 13-24.
Ehlers, S. M. and Weisshaar, T. A., "Adaptive Wing Static Aeroelastic Roll Control," Proceedings of the SPIE Volume 1917, Smart Structures and Materials 1993: Smart Structures and Intelligent Systems, Part 1, September 1993, pp. 125-134.
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