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
- 포드의 simplified-FEM 구축 시 핵심 요소는 첫째, 포드의 관성력 정보를 정확하게 표현하여 항공기 전기체 모델과 결합 시 항공기의 동적 거동을 정확히 모사하기 위한 것이다. 둘째, 포드의 1차 고유진동수와 고유모드를 정확하게 표현하여 플러터 해석 시 항공기 및 포드가 받게되는 동적 응답을 정확히 추출하기 위한 것이다. 이 논문에서는 Fig.
- 이 논문에는 항공기 구조물 동적 거동을 예측하는데 필요한 포드의 FEM 구축과 관련된 절차를 기술하였다. 포드의 전 모델 FEM(이하 ‘Full-FEM’) 과 간략화 모델 FEM(이하 ‘Simplified-FEM’)을 구축하였으며, 피로해석용 FEM을 수정하여 구축한full-FEM을 사용하여 포드의 동특성을 파악 후 모드 테스트 시 활용하였고, 최적화 기법을 통해 모드테스트의 결과를 반영한 simplified-FEM은 항공기전기체 동특성 모델에 활용할 수 있도록 하였다.
- 이 연구에서는 항공기 외부 장착 포드의 모드 해석 및 모드 테스트 기법을 통해 포드의 고유진동수와 고유모드를 확인하였으며, 항공기 구조물 동적거동을 예측하는데 필요한 포드의 FEM 구축과 관련된 절차를 기술하였다. 또한, 최적화 기법을 통해모드 테스트의 결과를 반영한 simplified-FEM은 항공기 전기체 동특성 모델에 적용할 수 있도록 하여, 항공기의 진동 및 플러터 안정성에 대한 공학적 검토와 입증에 활용할 수 있도록 하였다.
제안 방법
- 항공기 전기체 FEM에 적용하기 위해 포드의 관성력과 동특성 표현하는 simplified-FEM을 구축하였다. 3D 모델링 도구(SolidWorks)를 활용하여 포드의 각 섹션별로 물성치를 추출 하였고 해석 도구(ANSYS)를 활용하여 simplified-FEM을 구축하였다.
- APDL을 활용하여 각 요소의 강성을 변수화하여 최적화 해석을 수행할 수 있다. FEM은 free-free 조건으로 포드와 유사한 동적 거동을 나타내는 모델을 구축 후, fixed 조건에서 1차 벤딩모드(1st, 2nd 모드)를 만족 할 수 있도록 모델을 튜닝하는 과정으로 진행되었다. 항공기 구조는 3D 탄성빔 요소인 beam44로 모사하였으며, 각 절점의 질량요소는 3D 질량요소인 mass21로 모사하였다.
- 잘라내기를 위한 섹션은 항공기와 장착부인 스터드 볼트, 스웨이 브레이스부와 모드테스트 시 강성이 약하게 분석되었던 탑재카메라부가 연결되는 베어링부를 기준으로 결정하였다. Fig. 12와 같이 잘라내기를 수행 후 각 섹션별로 무게, 무게중심, 관성모멘트 정보를 계산하였다.
- Free-free와 fixed(실제 항공기 장착)조건으로 모드 테스트를 수행하였으며 free-free 조건의 모드 테스트 결과는 simplified-FEM 구축 및 튜닝에 적용할 수 있다. 항공기 장착조건과 형상이 유사한 장비인 랜턴포드와 비교 시, 고유진동수 분포 및 모드 형상이 유사한 경향을 나타내고 있다.
- 9는 포드의 fixed 조건 모드 테스트 시험구성이다. Impact hammer를 이용하여 포드의 길이 방향 8개소를 Y축 방향으로 가진 하여 각 가진별 FRF를 추출하여 포드의 모드 특성을 분석하였다. 기준 응답 가속도계는 1번에 부착하였다.
- 6은 포드의 free-free 모드 테스트 시험구성이다. Impact hammer를 이용하여 포드의 길이 방향 9개소를 Y축 방향으로 가진하여 각 가진별 FRF를 추출하여 포드의 모드 특성을 분석하였다. 기준 응답 가속도계는 1번에 부착하였다.
- 고유진동수 최적화를 통해 fixed 조건의 모드 테스트의 1차, 2차 고유진동수를 1~2 % 이내로 만족하는 simplified-FEM을 획득하였다. Table 2와 Fig.
- 3과 같다. 구조적인 특성을 감안하여 CHEXA, CPENTA 등의 3D solid 요소와 CQUAD4의 2D shell 요소를 사용하여 형상화 하였으며, 연결부인 화스너 및 힌지는 RBE2와 CBAR 등의 요소를 사용하였다. POD 내부 장착물의 질량에 의한 효과를 고려하기 위해서는 각 장착물의 CG 점에 집중질량을 생성하고, POD 구조물에 RBE3 요소로 연결하였다.
- 둘째, 포드의 1차 고유진동수와 고유모드를 정확하게 표현하여 플러터 해석 시 항공기 및 포드가 받게되는 동적 응답을 정확히 추출하기 위한 것이다. 이 논문에서는 Fig. 2와 같은 절차를 적용하여 simplified-FEM을 구축하였다.
- SolidWorks에서는 조립체 상태에서 잘라내기 기능을 지원함으로써 간단히 물성치 정보를 추출할 수 있다. 잘라내기를 위한 섹션은 항공기와 장착부인 스터드 볼트, 스웨이 브레이스부와 모드테스트 시 강성이 약하게 분석되었던 탑재카메라부가 연결되는 베어링부를 기준으로 결정하였다. Fig.
- 항공기 구조는 3D 탄성빔 요소인 beam44로 모사하였으며, 각 절점의 질량요소는 3D 질량요소인 mass21로 모사하였다. 최적의 고유진동수를 찾을 수 있는 최적화 해석을 수행하기 위해 빔 요소의 강성을 카메라부 (beam1), 포드탑재부(beam2), 냉각부(beam3), 스웨이브레이스 장착부(beam4), 스터드 볼트(beam5)로 분리 후, beam1~beam3, beam5는 각 부재별 강성을 적용 하고 beam4의 강성을 조절하여 모드형상을 시험과 유사하게 보정하였다. Fig.
- 최적화는 주요 부위 빔 요소의 강성을 변수(B1E~ B3E, B5E)로 하였으며 목적함수는 1차, 2차 고유진동수가 최대한 모드 테스트 결과와 같게 하였고, 구속조건으로는 각 빔요소의 강성을 ±10 % 이내 및목적함수의 1차, 2차 고유진동수 값을 ±5 % 이내로제한하였다.
- 포드 full-FEM을 활용하여 모드 해석을 실시하였다. 모드 해석은 경계조건을 free-free 상태로 하고Block Lanczos 기법을 적용하였다.
- 포드를 비교적 유연한 천재질의 슬링을 이용하여 크레인에 인양하여 free-free 모드 테스트를 수행하였다. Fig.
- 포드의 전 모델 FEM(이하 ‘Full-FEM’) 과 간략화 모델 FEM(이하 ‘Simplified-FEM’)을 구축하였으며, 피로해석용 FEM을 수정하여 구축한full-FEM을 사용하여 포드의 동특성을 파악 후 모드 테스트 시 활용하였고, 최적화 기법을 통해 모드테스트의 결과를 반영한 simplified-FEM은 항공기전기체 동특성 모델에 활용할 수 있도록 하였다.
- FEM은 free-free 조건으로 포드와 유사한 동적 거동을 나타내는 모델을 구축 후, fixed 조건에서 1차 벤딩모드(1st, 2nd 모드)를 만족 할 수 있도록 모델을 튜닝하는 과정으로 진행되었다. 항공기 구조는 3D 탄성빔 요소인 beam44로 모사하였으며, 각 절점의 질량요소는 3D 질량요소인 mass21로 모사하였다. 최적의 고유진동수를 찾을 수 있는 최적화 해석을 수행하기 위해 빔 요소의 강성을 카메라부 (beam1), 포드탑재부(beam2), 냉각부(beam3), 스웨이브레이스 장착부(beam4), 스터드 볼트(beam5)로 분리 후, beam1~beam3, beam5는 각 부재별 강성을 적용 하고 beam4의 강성을 조절하여 모드형상을 시험과 유사하게 보정하였다.
- 항공기 전기체 FEM에 적용하기 위해 포드의 관성력과 동특성 표현하는 simplified-FEM을 구축하였다. 3D 모델링 도구(SolidWorks)를 활용하여 포드의 각 섹션별로 물성치를 추출 하였고 해석 도구(ANSYS)를 활용하여 simplified-FEM을 구축하였다.
- 항공기 구조물의 동적 거동 예측을 위한 접근방법은 크게 두 가지로 나누어지는데, 하나는 FE model (이하 ‘FEM’)을 이용한 해석적 방법이고, 다른 하나는 실험적 방법 즉, GVT이다. 항공기는 운용 중 다양한 동적 환경 하에서 높은 안전성과 신뢰성이 요구되므로 FEM을 이용하여 여러 운용 환경 하에서 항공기를 모의하여 동특성을 평가한다(2). 그러나 FEM의 단순화, 가정, 불확실성 때문에 유한요소 해석에 의해 예측된 결과를 실험을 통해 입증하거나 FEM 개선하여 재해석 할 필요가 있다.
- 항공기에 장착된 포드의 동특성을 분석하기 위하여 포드를 TGP Pylon을 이용하여 F-16C항공기에장착하여 fixed 조건으로 모드 테스트를 수행하였다. Fig.
대상 데이터
- 구조물이 완전히 구속되지 않았을 때 고유진동수가 1Hz 미만일 경우 강체모드(rigid body mode)로 간주된다. FEM의 유효성을 입증하기 위하여 Fig. 4와 같이 X, Y, Z방향의병진모드와 회전모드를 포함한 여섯 개의 강체모드를 확인할 수 있다. Free-free 조건에서 첫 번째global flexible mode는 75.
- POD 내부 장착물의 질량에 의한 효과를 고려하기 위해서는 각 장착물의 CG 점에 집중질량을 생성하고, POD 구조물에 RBE3 요소로 연결하였다. 해석 모델은 215,480개의 절점수와 173,984개의 요소수로 구성되었다.
데이터처리
- 항공용 포드의 동적거동을 예측하고 가속도계 적절한 위치 선정을 위한 full-FEM 모드 해석을 위해상용 구조 해석 프로그램인 MSC. Patran 2010과Nastran 2010을 사용하였으며, 유한요소 모델 형상은 Fig.
이론/모형
- 모드 테스트 결과에 따라 simplified-FEM을 튜닝하기 위하여 고유진동수 최적화 기법을 활용하였다. 최적화는 주요 부위 빔 요소의 강성을 변수(B1E~ B3E, B5E)로 하였으며 목적함수는 1차, 2차 고유진동수가 최대한 모드 테스트 결과와 같게 하였고, 구속조건으로는 각 빔요소의 강성을 ±10 % 이내 및 목적함수의 1차, 2차 고유진동수 값을 ±5 % 이내로 제한하였다.
- 포드 full-FEM을 활용하여 모드 해석을 실시하였다. 모드 해석은 경계조건을 free-free 상태로 하고Block Lanczos 기법을 적용하였다. 포드의 모드 해석 결과는 Table 1과 같다.
- 포드의 simplified-FEM은 APDL을 지원하는 ANSYS R13를 활용하여 진행하였다. APDL을 활용하여 각 요소의 강성을 변수화하여 최적화 해석을 수행할 수 있다.
성능/효과
- 이 연구에서는 항공기 외부 장착 포드의 모드 해석 및 모드 테스트 기법을 통해 포드의 고유진동수와 고유모드를 확인하였으며, 항공기 구조물 동적거동을 예측하는데 필요한 포드의 FEM 구축과 관련된 절차를 기술하였다. 또한, 최적화 기법을 통해모드 테스트의 결과를 반영한 simplified-FEM은 항공기 전기체 동특성 모델에 적용할 수 있도록 하여, 항공기의 진동 및 플러터 안정성에 대한 공학적 검토와 입증에 활용할 수 있도록 하였다.
- 7은 가진점을 나타내는 포드의 그림과 모드 특성을 분석한 모드 형상이다. 분석 결과 빔의 모드 특성 이론에 따라 1차 모드에 1차 벤딩 모드, 2차 모드에 2차 벤딩 모드가 발생하였으며 1, 2차 고유진동수의 비도 2.97 이론값인 2.76과 유사하게 나타났다. Z축 방향도 Y축과 동일한 조건으로 시험을 수행하였다.
- 8은 가진점을 나타내는 포드의 그림과 모달 특성을 분석한 모드 형상이다. 분석결과 빔의 모달 특성 이론에 따라 1차 모드에 1차 벤딩모드, 2차 모드에 2차 벤딩모드가 발생하였으며 1, 2차 고유진동수의 비도 2.33 이론값인 2.76과 유사하게 나타났다.
- 10은 가진점을 나타내는 포드의 그림과 모드 특성을 분석한 모드 형상이다. 분석결과, 1차 모드(30 Hz)는강체 모드 형상으로 항공기와 연성 모드이며, 2차모드는 탑재카메라부와 포드기구 사이에서 노달 포인트가 발생하는 1차 벤딩 모드이다. Z축 방향도 Y축과 동일한 조건으로 시험을 수행하였다.
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.