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
- 각각의 조건은 해당 파트에 영향을 가장 많이 끼치는 하중 조건이다. 본 연구에서는 구조 건전성을 입증하기 위해 소형 항공기 전기체 구조 시험 결과와 유한요소 결과를 비교하였다. 전기체 구조 시험을 수행하기 위해 시험 하중을 구현하기 위해 하중 구동기, 시험 후레임등으로구성되었으며 Fig.
- 본 연구에서는 민간항공기 국제인증과 동시에 미연방항공청 수검을 위해 소형항공기 미익 부의 구조 건전성을 입증하는 일련의 과정이 국내에서 과정이 국내에서 최초로 수행하였다.
- 본 연구에서는 소형 항공기 미익부 구조 건전성 평가 및 입증하는테 목적이 있다. 위에 설명한 것과 같이 미익부의 구조 건전성 평가를 위해 소형 항공기에 작용하는 하중 조건중 수직미익, 수평 미익과 조종면인 엘리베이터, 러더에 가장 영향을 많이 끼치는 8가지 하중 조건에 대해 정적 구조 건전성을 평가하였다.
- 본 연구에서는 소형 항공기 미익부에 대한 정적 구조 해석 및 피로 해석을 통해 구조 건전성을 평가한 후, 소형 항공기 전기체 구조 시험을 수행하여 구조 건전성을 입증하는 일련의 과정을 담고 있다. 소형 항공기 운용 조건에 대한 하중 조건을 적용하여 정적 구조 해석을 수행한 결과수평 미익 중앙부 아랫면 스킨에서 0.
- 그러므로 설계 단계부터 피로 해석을 수행하여 피로 건전성을 평가하는 과정은 매우 중요하다. 본 연구에서는 소형 항공기 운용조건을 고려한 하중 스펙트럼에 대해 피로 해석을 수행하여 피로 건전성을 평가하였다. 소형 항공기 미익 부는 금속 재료에 대한 피로 수명을 만족해야 하므로 총 14개의 금속부 러그에 대한 피로 해석을 Fig.
제안 방법
- 사용된 재료 물성치는 아래 Table 1에 나타내었다. 각각의 재료를 이용하여 소형 항공기 미익을 설계, 제작하였으며, Table 2에 각 파트별 적층 패턴을 기술하였다.
- 305 에는 해석과 시험을 통해 설계 강도를 검증할 것을 명시하고 있다. 구조 시험 결과와 구조 해석 결과가 유사한 값을 갖도록 항공기 설계 시사용된 구조 해석 기법을 보완해야 하며, 검증된 구조해석 기법을 사용하여 성능해석을 통해 선정된 설계하중조건에 대한 구조해석을 수행해야 한다. 해석과 시험을 통해 제한하중(Limit Loads)에서는 재료의 항복을 극한하중(Ultimate Loads)에서는 극한 허용 강도를 초과하지 않음을 보여야 한다.
- 정적 구조 해석과 피로 해석을 통해 평가한 구조 건전성을 입증하기 위해 구조시험을 수행하였다. 구조 시험은 전기체 정적시험과 전기체 피로 시험을 통해 구조 건전성을 입증하였다.
- 정적 구조 해석 결과와 피로 해석결과 소형 항공기 미익은 구조적으로 강건하게 설계되었음을 확인하였다. 구조 해석 결과를 검증하고자 소형 항공기 전기체 구조 시험을 수행하였다. 정적 구조 시험 결과와 구조해석 결과 변형률을 비교한 결과 ±10% 이하의 오차가 발생함을 확인하였다.
- 구조 해석에는 정적 하중 조건에 대한 정적 구조 해석과 소형 항공기 운용 조건을 고려한 피로 해석을 수행하였다. 소형 항공기 하중 조건을 고려하여 정적 구조 해석을 수행하기 위해 각 구성품의 파손 특성을 고려하여 안전여유를 계산하였다.
- Nastran이이용되었다. 구조 해석으로 구조 건전성을 평가하기 위해 소형항공기 미익부에 대한 정적 구조해석과 금속재료 파트인 체결부에 대한 피로 해석을 수행하였다. 정적 구조 해석에는 해당 구조물별 파손 특성에 대한 안전 여유를 계산하여 정적 구조 건전성을 평가하였으며, 피로 해석은 구성품의 역할 및 재료 특성을 고려한 산란인 자를 적용한 피로 수명을 산출하여 피로 건전성을 평가하였다.
- 소형 항공기 전기체 단위의 경계조건은 전방착륙장치(Nose Landing Gear) 에부여하였다. 또한 동체 벌크헤드에는 FS 방향을 주 착륙장치(Main Landing Gear)에는 WL방향을고정하여 유한요소 모델을 구현하였다. Fig.
- 위에 설명한 것과 같이 미익부의 구조 건전성 평가를 위해 소형 항공기에 작용하는 하중 조건중 수직미익, 수평 미익과 조종면인 엘리베이터, 러더에 가장 영향을 많이 끼치는 8가지 하중 조건에 대해 정적 구조 건전성을 평가하였다. 또한 미익 부에 장착된 14개 러그에 대한 피로 건전성을 평가하고 피로 시험을 통해 이를 입증하였다. 유한 요소 해석 결과 미익 모든 구성품에 대한 파손 특성을 고려하여 안전 여유를 계산한 결과 충분한 안전 여유를 가지고 있음을 확인하였고, 정적 구조 시험 결과 모든 부분에서 ±10% 이하의 오차가 나타났다.
- 정적 구조 건전성을 평가하기 위해 주요 하중 경로에 스트레인 게이지를 부착하여 각각의 하중 조건에 대해 유한요소 해석결과와 비교하였다. 또한 피로 건전성을 입증하기 위해 전기체 피로 시험 수명인 2Life에 대한 피로 시험을 수행하였다. 피로시험에는 정기적으로 피로 시험체에 대한 검사를 수행하여 이상없음을 확인한 후 시험을 진행하였다.
- 정적 구조 시험에서는 하중 조건에 대해 설계 제한하중과 설계극한하중에 대해 구조시험을 수행하였다. 또한 피로 시험에는 효율적인 피로 시험을 위해 축약된 피로 시험 하중 스펙트럼을 적용하여 피로 시험을 수행하였다.
- 본 연구에서는 소형 항공기에 작용하는 모든 하중 조건 중 구조 시험에 적용하는 하중 조건을 선정하여, 각 하중 조건별 설계 제한 하중과 설계 극한하중에 대한 구조 시험을 수행하였다. 정적 구조 시험에 적용되는 하중은 총 8가지 조건으로 수직 미익 1조건, 수평 미익 4조건, 엘리베이터 2조건, 러더 1조건으로 구성되어 있다.
- 본 연구에서는 소형 항공기 운용조건을 고려한 하중 스펙트럼에 대해 피로 해석을 수행하여 피로 건전성을 평가하였다. 소형 항공기 미익 부는 금속 재료에 대한 피로 수명을 만족해야 하므로 총 14개의 금속부 러그에 대한 피로 해석을 Fig. 3에 나타낸 피로 해석 과정에 따라 수행하였다. 피로 해석에는 AC23에 규정된 산란인자 "8"을 적용하여 피로 해석을 수행하였다[5].
- 소형 항공기 미익의 구조 건전성을 평가하기 위해 구성된 유한요소 모델에 대한 구조 해석을 수행하였다. 구조 해석에는 정적 하중 조건에 대한 정적 구조 해석과 소형 항공기 운용 조건을 고려한 피로 해석을 수행하였다.
- 유한요소 해석을 위해 구성된 유한요소 모델은 2차원 사각요소(2D Quad Element)와 1차원 빔 요소(ID Beam Element)로 이루어져 있으며, 각각의 구성품을 연결하는 접합부에는 1차원 요소와 2차원 삼각요소(2D Tri Element)로 구성되어있다. 소형 항공기 에 작용하는 하중을 구현하기 위해 수직미익, 수평미익, 엘리베이터, 러더에 하중이 작용하는 위치에 RBE를 사용하여 하중을 부여하였다. 소형 항공기 전기체 단위의 경계조건은 전방착륙장치(Nose Landing Gear) 에부여하였다.
- 구조 해석에는 정적 하중 조건에 대한 정적 구조 해석과 소형 항공기 운용 조건을 고려한 피로 해석을 수행하였다. 소형 항공기 하중 조건을 고려하여 정적 구조 해석을 수행하기 위해 각 구성품의 파손 특성을 고려하여 안전여유를 계산하였다. 적용된 파손 특성으로는 정적 강도해석, 좌굴해석, 손상 허용 해석, 그리고 조인트와 러그 해석으로 구성된다.
- 평가 및 입증하는테 목적이 있다. 위에 설명한 것과 같이 미익부의 구조 건전성 평가를 위해 소형 항공기에 작용하는 하중 조건중 수직미익, 수평 미익과 조종면인 엘리베이터, 러더에 가장 영향을 많이 끼치는 8가지 하중 조건에 대해 정적 구조 건전성을 평가하였다. 또한 미익 부에 장착된 14개 러그에 대한 피로 건전성을 평가하고 피로 시험을 통해 이를 입증하였다.
- 정적 구조 시험 중에는 층간 분리, 좌굴, 그리고 육안으로 보이지 않은 파손이나 결함들이 발생해서는 안된다. 이를 위해 정적 구조 시험 진행중 모든 스트레인 게이지에 대한 변형률 거동에 대한 모니터링을 수행하여 비선형 거동이 나 파손이 발생한 부위는 나타나지 않았으며, 구조 시험 종료 후 시험체에 대한 검사를 수행한 결과 정적 구조 시험 도중 어떠한 파손이 발생하지 않았다. 또한 전기체 피로 시험 결과 미익부 모든 러그에 대해 시험중 어떠한 파손이나 결함이 나타나지 않음을 확인하였다.
- 소형 항공기 하중 조건을 고려하여 정적 구조 해석을 수행하기 위해 각 구성품의 파손 특성을 고려하여 안전여유를 계산하였다. 적용된 파손 특성으로는 정적 강도해석, 좌굴해석, 손상 허용 해석, 그리고 조인트와 러그 해석으로 구성된다. 아래 Table 4에는 정적 구조 건전성을 평가하기 위해 적용된 파손 모드를 나타내고 있다[3] [4].
- 4에 나타내었다. 정적 구조 건전성을 평가하기 위해 주요 하중 경로에 스트레인 게이지를 부착하여 각각의 하중 조건에 대해 유한요소 해석결과와 비교하였다. 또한 피로 건전성을 입증하기 위해 전기체 피로 시험 수명인 2Life에 대한 피로 시험을 수행하였다.
- 피로시험에는 정기적으로 피로 시험체에 대한 검사를 수행하여 이상없음을 확인한 후 시험을 진행하였다. 정적 구조 시험에서는 하중 조건에 대해 설계 제한하중과 설계극한하중에 대해 구조시험을 수행하였다. 또한 피로 시험에는 효율적인 피로 시험을 위해 축약된 피로 시험 하중 스펙트럼을 적용하여 피로 시험을 수행하였다.
- 정적 구조 해석에는 해당 구조물별 파손 특성에 대한 안전 여유를 계산하여 정적 구조 건전성을 평가하였으며, 피로 해석은 구성품의 역할 및 재료 특성을 고려한 산란인 자를 적용한 피로 수명을 산출하여 피로 건전성을 평가하였다. 정적 구조 해석과 피로 해석을 통해 평가한 구조 건전성을 입증하기 위해 구조시험을 수행하였다. 구조 시험은 전기체 정적시험과 전기체 피로 시험을 통해 구조 건전성을 입증하였다.
- 구조 해석으로 구조 건전성을 평가하기 위해 소형항공기 미익부에 대한 정적 구조해석과 금속재료 파트인 체결부에 대한 피로 해석을 수행하였다. 정적 구조 해석에는 해당 구조물별 파손 특성에 대한 안전 여유를 계산하여 정적 구조 건전성을 평가하였으며, 피로 해석은 구성품의 역할 및 재료 특성을 고려한 산란인 자를 적용한 피로 수명을 산출하여 피로 건전성을 평가하였다. 정적 구조 해석과 피로 해석을 통해 평가한 구조 건전성을 입증하기 위해 구조시험을 수행하였다.
- 아래 Table 4에는 정적 구조 건전성을 평가하기 위해 적용된 파손 모드를 나타내고 있다[3] [4]. 정적구조 건전성을 평가하기 위해 Table 4에 나타낸 파손 모드는 구성품의 설계특성, 내부 하중 경로 특성을 고려하여 적용하였다. 소형 항공기 미익부에 대한 정적 구조 건전성을 평가한 결과 수직 미익에 0.
- 또한 피로 건전성을 입증하기 위해 전기체 피로 시험 수명인 2Life에 대한 피로 시험을 수행하였다. 피로시험에는 정기적으로 피로 시험체에 대한 검사를 수행하여 이상없음을 확인한 후 시험을 진행하였다. 정적 구조 시험에서는 하중 조건에 대해 설계 제한하중과 설계극한하중에 대해 구조시험을 수행하였다.
대상 데이터
- Patran과 MSC. Nastran이이용되었다. 구조 해석으로 구조 건전성을 평가하기 위해 소형항공기 미익부에 대한 정적 구조해석과 금속재료 파트인 체결부에 대한 피로 해석을 수행하였다.
- 또한 SN 선도는 MMPDS에 기술된 해당재료의 피로 물성치를 사용하였다[6]. 피로 해석 결과 모든 러그에 무한 수명에 가까운 피로 수명이 산출되어 피로 건전성에 이상 없음을 확인하였다.
- 사용되었다. 사용된 재료로는 복합재료인 T700PW/ #2510 Carbon Fabric과 알루미늄 코어 HexWeb HRH-10, 그리고 체결부 러그에는 7050 AM] 사용되었다. 사용된 재료 물성치는 아래 Table 1에 나타내었다.
- 유한요소 해석을 위해 구성된 유한요소 모델은 2차원 사각요소(2D Quad Element)와 1차원 빔 요소(ID Beam Element)로 이루어져 있으며, 각각의 구성품을 연결하는 접합부에는 1차원 요소와 2차원 삼각요소(2D Tri Element)로 구성되어있다. 소형 항공기 에 작용하는 하중을 구현하기 위해 수직미익, 수평미익, 엘리베이터, 러더에 하중이 작용하는 위치에 RBE를 사용하여 하중을 부여하였다.
이론/모형
- 3에 나타낸 피로 해석 과정에 따라 수행하였다. 피로 해석에는 AC23에 규정된 산란인자 "8"을 적용하여 피로 해석을 수행하였다[5].
- 수행한다. 구조 해석에는 인증 당국에서 인정하는 상용 유한요소해석 프로그램을 사용하며, 본 연구에서는 MSC.Patran과 MSC. Nastran이이용되었다.
- 소형 항공기 구조 시험은 구조설계기준서인 KAS 23.305에 준수하여 수행하였다. KAS 23.
성능/효과
- 22의최소 안전 여유가 계산되었다. 또한 소형 항공기 운용 조건을 고려하여 구성된 하중 스펙트럼에 대한 피로 수명 산출 결과 무한 수명에 가까우결과가 도출되었다. 정적 구조 해석 결과와 피로 해석결과 소형 항공기 미익은 구조적으로 강건하게 설계되었음을 확인하였다.
- 이를 위해 정적 구조 시험 진행중 모든 스트레인 게이지에 대한 변형률 거동에 대한 모니터링을 수행하여 비선형 거동이 나 파손이 발생한 부위는 나타나지 않았으며, 구조 시험 종료 후 시험체에 대한 검사를 수행한 결과 정적 구조 시험 도중 어떠한 파손이 발생하지 않았다. 또한 전기체 피로 시험 결과 미익부 모든 러그에 대해 시험중 어떠한 파손이나 결함이 나타나지 않음을 확인하였다.
- 유한 요소 해석 결과 미익 모든 구성품에 대한 파손 특성을 고려하여 안전 여유를 계산한 결과 충분한 안전 여유를 가지고 있음을 확인하였고, 정적 구조 시험 결과 모든 부분에서 ±10% 이하의 오차가 나타났다. 또한 피로 해석 결과 무한수명에 가까운 피로 수명이 산출되었으며, 피로시험 중 어떠한 파손이나 결함이 나타나지 않아피로 건전성에도 이상없음을 확인하였다. 본 연구에서는 소형 항공기 미익부 구조 건전성 평가 및 입증한 결과 적용되는 하중 조건에 대해 구조적으로 강건한 설계가 이루어졌음을 확인하였다.
- 또한 피로 해석 결과 무한수명에 가까운 피로 수명이 산출되었으며, 피로시험 중 어떠한 파손이나 결함이 나타나지 않아피로 건전성에도 이상없음을 확인하였다. 본 연구에서는 소형 항공기 미익부 구조 건전성 평가 및 입증한 결과 적용되는 하중 조건에 대해 구조적으로 강건한 설계가 이루어졌음을 확인하였다.
- 정적구조 건전성을 평가하기 위해 Table 4에 나타낸 파손 모드는 구성품의 설계특성, 내부 하중 경로 특성을 고려하여 적용하였다. 소형 항공기 미익부에 대한 정적 구조 건전성을 평가한 결과 수직 미익에 0.28, 수평 미익에 0.22, 엘리베이터에 0.71, 그리고 러더에 0.29 이상의 안전 여유가 산출되어 구조적 이상없음을 확인하였다.
- 담고 있다. 소형 항공기 운용 조건에 대한 하중 조건을 적용하여 정적 구조 해석을 수행한 결과수평 미익 중앙부 아랫면 스킨에서 0.22의최소 안전 여유가 계산되었다. 또한 소형 항공기 운용 조건을 고려하여 구성된 하중 스펙트럼에 대한 피로 수명 산출 결과 무한 수명에 가까우결과가 도출되었다.
- 또한 미익 부에 장착된 14개 러그에 대한 피로 건전성을 평가하고 피로 시험을 통해 이를 입증하였다. 유한 요소 해석 결과 미익 모든 구성품에 대한 파손 특성을 고려하여 안전 여유를 계산한 결과 충분한 안전 여유를 가지고 있음을 확인하였고, 정적 구조 시험 결과 모든 부분에서 ±10% 이하의 오차가 나타났다. 또한 피로 해석 결과 무한수명에 가까운 피로 수명이 산출되었으며, 피로시험 중 어떠한 파손이나 결함이 나타나지 않아피로 건전성에도 이상없음을 확인하였다.
- 구조 해석 결과를 검증하고자 소형 항공기 전기체 구조 시험을 수행하였다. 정적 구조 시험 결과와 구조해석 결과 변형률을 비교한 결과 ±10% 이하의 오차가 발생함을 확인하였다. 정적 구조 시험 결과 및 정적 구조 해석 결과를 Table 5와 Fig.
- 또한 소형 항공기 운용 조건을 고려하여 구성된 하중 스펙트럼에 대한 피로 수명 산출 결과 무한 수명에 가까우결과가 도출되었다. 정적 구조 해석 결과와 피로 해석결과 소형 항공기 미익은 구조적으로 강건하게 설계되었음을 확인하였다. 구조 해석 결과를 검증하고자 소형 항공기 전기체 구조 시험을 수행하였다.
- 물성치를 사용하였다[6]. 피로 해석 결과 모든 러그에 무한 수명에 가까운 피로 수명이 산출되어 피로 건전성에 이상 없음을 확인하였다.
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.