본 논문에서는 유격을 고려한 항공기 전방 착륙 장치의 쉬미 현상을 연구하였다. 쉬미는 항공기의 이착륙 시 랜딩기어가 주행도중 측방향과 조향방향으로 진동에 놓이는 현상이다. 이 현상은 스트럿의 낮은 강성, 랜딩기어 내부의 마찰과 유격, 휠의 불균형이나 마모된 부품 등으로 인해 발생하며, 항공기의 안정성을 저하시킨다. 유격은 비선형 요소이기 때문에 기술 함수로 선형화 하여 주파수 영역에서 안정성해석을 수행하였고, 4차 Runge - Kutta를 이용하여 시간영역에서 안정성해석을 수행하였다. 본 연구에서는 수치적인 해석법을 통해 쉬미현상의 선형 동특성과 비선형 동특성을 조사하였다. 유격을 고려한 비선형 수치 해석결과, 선형 임계속도보다 낮은 속도에서 제한주기진동이 발생하는 등, 유격으로 인해 쉬미 안정성이 저감되는 결과를 관찰하였다.
본 논문에서는 유격을 고려한 항공기 전방 착륙 장치의 쉬미 현상을 연구하였다. 쉬미는 항공기의 이착륙 시 랜딩기어가 주행도중 측방향과 조향방향으로 진동에 놓이는 현상이다. 이 현상은 스트럿의 낮은 강성, 랜딩기어 내부의 마찰과 유격, 휠의 불균형이나 마모된 부품 등으로 인해 발생하며, 항공기의 안정성을 저하시킨다. 유격은 비선형 요소이기 때문에 기술 함수로 선형화 하여 주파수 영역에서 안정성해석을 수행하였고, 4차 Runge - Kutta를 이용하여 시간영역에서 안정성해석을 수행하였다. 본 연구에서는 수치적인 해석법을 통해 쉬미현상의 선형 동특성과 비선형 동특성을 조사하였다. 유격을 고려한 비선형 수치 해석결과, 선형 임계속도보다 낮은 속도에서 제한주기진동이 발생하는 등, 유격으로 인해 쉬미 안정성이 저감되는 결과를 관찰하였다.
In this paper, we studied the shimmy phenomena of an aircraft nose landing gear considering free-play. Shimmy is a self-excited vibration in lateral and torsional directions of a landing gear during either the take-off or landing. This phenomena is caused by a couple of conditions such as low torsio...
In this paper, we studied the shimmy phenomena of an aircraft nose landing gear considering free-play. Shimmy is a self-excited vibration in lateral and torsional directions of a landing gear during either the take-off or landing. This phenomena is caused by a couple of conditions such as low torsional stiffness of the strut, friction and free-play in the gear, wheel imbalance, or worn parts, and it may make an aircraft unstable. Free-play non-linearity is linearized by the described function for a stability analysis in a frequency domain, and time marching is performed using the fourth-order Runge-Kutta method. We performed the numerical simulation of the nose landing gear shimmy and investigated its linear and nonlinear characteristics. From the numerical results, we found limit-cycle-oscillations at the speed under linear shimmy speed for the case considering free-play and it can be concluded that the shimmy stability can be decreased by free-play.
In this paper, we studied the shimmy phenomena of an aircraft nose landing gear considering free-play. Shimmy is a self-excited vibration in lateral and torsional directions of a landing gear during either the take-off or landing. This phenomena is caused by a couple of conditions such as low torsional stiffness of the strut, friction and free-play in the gear, wheel imbalance, or worn parts, and it may make an aircraft unstable. Free-play non-linearity is linearized by the described function for a stability analysis in a frequency domain, and time marching is performed using the fourth-order Runge-Kutta method. We performed the numerical simulation of the nose landing gear shimmy and investigated its linear and nonlinear characteristics. From the numerical results, we found limit-cycle-oscillations at the speed under linear shimmy speed for the case considering free-play and it can be concluded that the shimmy stability can be decreased by free-play.
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문제 정의
본 연구에서는 적절한 착륙장치 파라미터[4]를 도입하였고, 수치해석적인 프로그램을 개발하여 감쇠비와 조향계의 고유진동수가 쉬미 안정성에 미치는 영향을 조사하였다. 또한 조향계의 유격을 고려한 비선형 해석을 수행하였다.
가설 설정
수학적 모델링을 위해 질량, 스프링, 댐퍼 모델로 단순화 하고, 측방향 변위 y와 회전변위 θ가 존재하는 2 자유도(two - degree of freedom) 시스템으로 가정하여 Fig. 3에 제시하였다.
제안 방법
본 연구에서는 적절한 착륙장치 파라미터[4]를 도입하였고, 수치해석적인 프로그램을 개발하여 감쇠비와 조향계의 고유진동수가 쉬미 안정성에 미치는 영향을 조사하였다. 또한 조향계의 유격을 고려한 비선형 해석을 수행하였다.
타이어는 측방향으로 Fy의 하중을 받고 Mz의 셀프 얼라인먼트(self-alignment) 모멘트를 갖는다. 랜딩기어의 무게중심과 바퀴의 회전중심사이 거리를 q로 두고 e와 q를 더하여 et로 정의함으로써 두 중심이 일치하지 않을 경우를 고려하였다. 두 중심이 일치할 때 q는 0이므로 et는 e와 같다.
전방 착륙장치의 수학적 모델링을 수립하고 안정성 검토를 위한 수치해석 프로그램을 작성하여 감쇠비와 고유진동수가 시스템의 안정성에 미치는 영향을 살펴보았다. 감쇠비를 크게 할수록 안정성이 향상되었으나, 영향을 주지 못하는 메카니컬 트레일의 영역이 있었으므로 설계 단계에서 시뮬레이션을 통해 이러한 결과를 고려할 필요가 있다.
주파수 영역에서 시스템의 안정성해석을 위해 상태방정식의 고유치를 구하여 모든 값의 실수부가 음수임을 만족할 때 시스템이 안정하다고 판별하는 프로그램을 작성하였다. 전진속도 V와 트레일의 길이 e를 변수로 삼고, 각각의 경우에 안정성을 판별하여 주어진 e-V 영역에서 안정영역과 불안정영역을 구분하여 그래프로 나타내도록 프로그래밍 하였다.
주파수 영역에서 시스템의 안정성해석을 위해 상태방정식의 고유치를 구하여 모든 값의 실수부가 음수임을 만족할 때 시스템이 안정하다고 판별하는 프로그램을 작성하였다. 전진속도 V와 트레일의 길이 e를 변수로 삼고, 각각의 경우에 안정성을 판별하여 주어진 e-V 영역에서 안정영역과 불안정영역을 구분하여 그래프로 나타내도록 프로그래밍 하였다.
대상 데이터
착륙장치는 전방 속도 V로 등속 주행함을 가정하고 포크의 길이를 e로 두고 이를 메카니컬 트레일(mechanical trail)이라고 명명한다. 타이어는 측방향으로 Fy의 하중을 받고 Mz의 셀프 얼라인먼트(self-alignment) 모멘트를 갖는다. 랜딩기어의 무게중심과 바퀴의 회전중심사이 거리를 q로 두고 e와 q를 더하여 et로 정의함으로써 두 중심이 일치하지 않을 경우를 고려하였다.
성능/효과
또한 선형 안정성 해석 결과에서 적절한 감쇠비와 고유진동수를 설정함으로써 쉬미에 강인한 항공기를 설계할 수 있었다. 그러나 비선형 안정성 해석 결과 제작 공차에 따른 유격을 고려함으로써 LCO가 발생하여 안정성이 저하되었다. 이처럼 비선형요소의 쉬미안정성에 대한 영향을 무시할 수 없다.
감쇠비를 크게 할수록 안정성이 향상되었으나, 영향을 주지 못하는 메카니컬 트레일의 영역이 있었으므로 설계 단계에서 시뮬레이션을 통해 이러한 결과를 고려할 필요가 있다. 또한 선형 안정성 해석 결과에서 적절한 감쇠비와 고유진동수를 설정함으로써 쉬미에 강인한 항공기를 설계할 수 있었다. 그러나 비선형 안정성 해석 결과 제작 공차에 따른 유격을 고려함으로써 LCO가 발생하여 안정성이 저하되었다.
001rad으로 두어 시간영역해석을 수행하였고,속도가 10, 20, 30일 때 LCO가 발생하고 그 진폭이 주파수영역 해석 결과와 일치함을 확인하였다. 또한 초기값의 크기를 달리하여 시간영역해석을 수행하였고 그 결과 초기값에 무관하게 동일 진폭의 LCO가 발생하였다. 선형임계속도에 가까워지면 LCO의 진폭이 급격히 증가하는데이는 시스템의 출력이 발산하는 것과 다름없으므로, 유격을 고려할 때 시스템의 안정성이 저하됨을 보여준다.
또한, 4차의 Runge-Kutta 방법을 이용하여 시간에 대해 상태방정식을 적분한 뒤 측방향 변위 y와 조향방향 변위 θ를 구하였고, 안정영역에서 시간이 흐름에 따라 변위가 수렴하지만 불안정 영역에서는 발산함을 확인하였다.
본 연구의 결과는 기존 항공기의 쉬미현상을 예측할 뿐만 아니라 항공기 제작시 쉬미에 강인한 착륙장치를 설계하기 위한 매개변수를 추출할수 있다. 또한 승용차 및 트럭, 기차와 같이 바퀴가 있는 다른 형태의 운송기구의 쉬미 동특성을 예측하기 위한 자료로 사용할 수 있다.
초기값으로 θ를 0.01rad로 주고 조향계의 유격을 0.001rad으로 두어 시간영역해석을 수행하였고,속도가 10, 20, 30일 때 LCO가 발생하고 그 진폭이 주파수영역 해석 결과와 일치함을 확인하였다.
후속연구
본 연구의 결과는 기존 항공기의 쉬미현상을 예측할 뿐만 아니라 항공기 제작시 쉬미에 강인한 착륙장치를 설계하기 위한 매개변수를 추출할수 있다. 또한 승용차 및 트럭, 기차와 같이 바퀴가 있는 다른 형태의 운송기구의 쉬미 동특성을 예측하기 위한 자료로 사용할 수 있다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
쉬미란 무엇인가?
쉬미는 회전하는 바퀴에 동적 평형이 맞지 않아 좌우로 떨리는 현상이다. 노면으로부터의 충격, 타이어의 마모 및 휠의 불균형, 조향계의 유격 등에 의해 발생한 타이어와 휠의 진동은 스티어링 링키지(steering linkage)에 전달되어 랜딩기어가 조향방향으로 진동하게 된다.
항공기 노즈 랜딩기어는 무엇으로 구성되어 있는가?
항공기 노즈 랜딩기어는 Fig. 2에 나타낸 것처럼 착륙 시 충격완화를 위한 스트럿(strut)과 조향 장치, 바퀴를 고정하는 포크(pork)로 구성된다. 수학적 모델링을 위해 질량, 스프링, 댐퍼 모델로 단순화 하고, 측방향 변위 y와 회전변위 θ가 존재하는 2 자유도(two - degree of freedom) 시스템으로 가정하여 Fig.
쉬미가 발생하는 원인은 무엇인가?
쉬미는 회전하는 바퀴에 동적 평형이 맞지 않아 좌우로 떨리는 현상이다. 노면으로부터의 충격, 타이어의 마모 및 휠의 불균형, 조향계의 유격 등에 의해 발생한 타이어와 휠의 진동은 스티어링 링키지(steering linkage)에 전달되어 랜딩기어가 조향방향으로 진동하게 된다. 이러한 진동은 조종성을 저해할 뿐만 아니라, 항공기 이착륙 시 안정성에 영향을 주기 때문에 항공기 착륙 장치의 쉬미 저감을 위한 연구 및 개발이 다양하게 이루어지고 있다.
참고문헌 (5)
김두만, 임경호, 황재혁, 박총영, 남창호, 최섭, “항공기 Nose Landing Gear의 동특성해석”, 한국항공우주학회 추계학술발표회 논문집, 1991, pp. 147-152.
박일경, 안석민, 최선우, “비선형 수치해석 을 이용한 반디호 전방착륙장치 쉬미해석”, 항공우주기술, 제5권, 제1호, 2006, pp. 18-24.
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