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
- 본 논문에서는 항공기 성능에 영향성이 큰 연료셀 중량을 목적함수로 하고 각 영역별 최대응력 발생지점의 응력 수준을 제약하는 조건으로 경량 최적화를 수행하였다.
- 본 연구에서는 연료셀 충돌충격 시 외부형상 및 내부 LRU 배치에 따른 응력평가를 기반으로 하여 연료셀 최적형상에 대해 고찰하였다.
- 본 연구에서는 회전익항공기 연료셀에 대한 유체-구조 연성 수치모사를 통한 해석기술 확보 및 최적화 기반 기본설계 데이터 확보 가능성을 타진해 보는 것을 목적으로 하였다. 이를 위해 연료셀 내부에 연료가 채워진 상태로 유체-구조 연성해석을 수행하고, 수치해석으로 계산된 피팅 및 소재영역에 발생하는 응력분포를 기초로 하여 중량을 최소화하면서 응력구속 조건을 만족시키는 연료셀의 외부형상, 피팅위치, 내부 LRU 위치에 대한 최적화를 수행하였다.
제안 방법
- 선행연구 결과로부터 해당 셀의 내충격 성능은 외부형상에 의한 영향성이 크기 때문에 형상관련 설계변수로 하부면 경사각도와 상부면 피팅 간격을 설정하였다. 또한, 충돌에 따른 내부 LRU 영향성 최소화를 위해 하부면 피팅에 장착되는 LRU 위치를 설계변수(Design Variable, 이하 DV)로 설정하였다. 표 2에서는 최적화를 위한 각 설계 변수의 설계범위를 나타내었다.
- 이를 위해 연료셀 내부에 연료가 채워진 상태로 유체-구조 연성해석을 수행하고, 수치해석으로 계산된 피팅 및 소재영역에 발생하는 응력분포를 기초로 하여 중량을 최소화하면서 응력구속 조건을 만족시키는 연료셀의 외부형상, 피팅위치, 내부 LRU 위치에 대한 최적화를 수행하였다. 상용 소프트웨어인 Autodyn을 사용하여 유체-구조 연성해석을 수행하였고, 미군사 규격(U.S. Army Aviation and Missile Command, 2007)에서 규정하고 있는 충돌충격시험과 동일한 조건으로 수치모사를 수행하였다.
- 그림 5는 연료셀 형상 및 내부 LRU 위치 최적화를 위해 설정된 설계변수이다. 선행연구 결과로부터 해당 셀의 내충격 성능은 외부형상에 의한 영향성이 크기 때문에 형상관련 설계변수로 하부면 경사각도와 상부면 피팅 간격을 설정하였다. 또한, 충돌에 따른 내부 LRU 영향성 최소화를 위해 하부면 피팅에 장착되는 LRU 위치를 설계변수(Design Variable, 이하 DV)로 설정하였다.
- 본 연구에서는 회전익항공기 연료셀에 대한 유체-구조 연성 수치모사를 통한 해석기술 확보 및 최적화 기반 기본설계 데이터 확보 가능성을 타진해 보는 것을 목적으로 하였다. 이를 위해 연료셀 내부에 연료가 채워진 상태로 유체-구조 연성해석을 수행하고, 수치해석으로 계산된 피팅 및 소재영역에 발생하는 응력분포를 기초로 하여 중량을 최소화하면서 응력구속 조건을 만족시키는 연료셀의 외부형상, 피팅위치, 내부 LRU 위치에 대한 최적화를 수행하였다. 상용 소프트웨어인 Autodyn을 사용하여 유체-구조 연성해석을 수행하였고, 미군사 규격(U.
- 최적해의 탐색은 신뢰할 만한 전역 최적해를 주는 기법으로 알려져 있는 SA(Simulated Annealing) 기법을 적용하였다. 초기 통과확률을 0.9로, 최종 통과확률을 0.01로 하여 150,000회 전역 최적화를 수행하였다. 탐색 과정에서 설계 변수의 값들은 구속조건(등가응력 최소화)을 만족하고, 목적 함수인 중량을 감소시키면서 최적해로 수렴하였다.
- 최적화는 중량을 최소화하는 방향으로 수행하면서 응력수준이 상대적으로 높은 18개 지점의 응력값을 구속조건으로 부과하였다. 최적화 과정에서 필요한 목적함수와 구속조건 계산은 설계변수들의 초기값 및 설계범위 내에서 증감된 설계변수를 사용하여 수행된 총 56case의 구조해석 결과를 가지고 훈련된 인공신경망을 사용하였고, SA 방법을 적용한 전역 최적화를 수행하였다.
- 최적화 설계변수는 총 4개로써, 바닥면 경사각, 상부피팅 간격, LRU들의 위치로 설정하였다. 최적화는 중량을 최소화하는 방향으로 수행하면서 응력수준이 상대적으로 높은 18개 지점의 응력값을 구속조건으로 부과하였다.
- 최적화 설계변수는 총 4개로써, 바닥면 경사각, 상부피팅 간격, LRU들의 위치로 설정하였다. 최적화는 중량을 최소화하는 방향으로 수행하면서 응력수준이 상대적으로 높은 18개 지점의 응력값을 구속조건으로 부과하였다. 최적화 과정에서 필요한 목적함수와 구속조건 계산은 설계변수들의 초기값 및 설계범위 내에서 증감된 설계변수를 사용하여 수행된 총 56case의 구조해석 결과를 가지고 훈련된 인공신경망을 사용하였고, SA 방법을 적용한 전역 최적화를 수행하였다.
대상 데이터
- 목적함수(중량)에 대한 인공신경망 구축을 위해 입력층 뉴런은 65개, 은닉층은 130개로 설정하였다. 제약조건값 계산을 위한 인공신경망은 입력층 뉴런 갯수는 2,500개과 3,200개의 뉴런으로 구성된 1개의 은닉층을 사용하였는데, 학습방법으로는 효율성이 좋은 Resilient-Backpropagation방법을, 뉴런의 전달함수로는 Sigmoid 함수를 사용하였다.
- 이러한 목적으로 주로 사용되는 인공신경망은 역전파 신경망(Backpropagation Neural Network)으로 뉴런들로 구성된 입력층, 은닉층, 출력층으로 이루어져 있는데, 입력과 출력의 조합인 학습자료들을 학습시켜 해당 자료들이 존재하는 범위 내에서 입력에 대한 근사값을 얻고자 할 때 사용된다. 학습자료로는 설계변수들의 초기값 및 초기값으로부터 설계범위 내에서 증감된 변수를 입력자료로 선정하고 이들에 대한 총 56cases에 대한 구조해석을 수행하고 그림 3의 게이지에서 계산된 값들을 출력자료로 사용하였다.
이론/모형
- 그림 1~3은 기 수행된 바 있는 연료셀 충돌충격시험 수치모사 연구에서 사용한 수치해석모델, 유한요소모델 및 Autodyn 내 게이지 설정 위치이다(김현기 등, 2011). 기존 연구와 동일하게 주변공기, 내부공기, 내부충전 물은 오일러(Eulerian) 모델, 연료셀 구조물와 콘크리트 바닥면은 라그랑지안(Lagrangian)모델로 설정하고 general coupling 방법을 사용하여 해석을 수행하였다.
- 최적화는 매 과정마다 설계변수들의 조합이 구속조건 만족 여부를 검사해야만 하는데, 유체-구조 연성문제인 충돌충격 수치모사는 1회 계산을 위해 상당한 계산시간과 전산자원을 필요로 하며 탐색횟수가 증가함에 따라 소요시간과 전산자원도 급격히 증가되게 된다. 이런 문제를 해결하기 위해 최적화 문제의 경우 주로 응답면 기법이 사용되는데, 본 연구에서는 다대다 대응에 효율적인 인공신경망에 기초한 응답면 기법을 적용하였고, 최적화는 전역해 탐색에 많이 적용되는 Simulated Annealing(이하 SA)를 사용하였다.
- 목적함수(중량)에 대한 인공신경망 구축을 위해 입력층 뉴런은 65개, 은닉층은 130개로 설정하였다. 제약조건값 계산을 위한 인공신경망은 입력층 뉴런 갯수는 2,500개과 3,200개의 뉴런으로 구성된 1개의 은닉층을 사용하였는데, 학습방법으로는 효율성이 좋은 Resilient-Backpropagation방법을, 뉴런의 전달함수로는 Sigmoid 함수를 사용하였다.
- 최적해의 탐색은 신뢰할 만한 전역 최적해를 주는 기법으로 알려져 있는 SA(Simulated Annealing) 기법을 적용하였다. 초기 통과확률을 0.
성능/효과
- 각 설계변수 최적화 결과에 대해, 사전 연구에서 확인된 바와 같이 연료셀 바닥면경사를 적용하는 것이 응력관점에서는 유리하였는데, 최적화 결과에서는 바닥면에 12°경사를 적용하는 것이 최적으로 계산되었다.
- 따라서, 이 영향성을 감소시키도록 상부 피팅간격을 감소시키는 방향으로 최적화된 것으로 사료된다. 내부 LRU 위치 최적화 결과, 두 개의 LRU 간격을 현재 수준보다 줄이는 것이 유리한 것으로 계산되었는데, 1st LRU는 죄측으로 11mm 이동하고, 2nd LRU는 우측으로 36mm 이동하는 것이 최적인 것으로 계산되었다. 이것은 LRU 사이의 간격을 줄임으로써 충돌시 충격력에 대해 하부피팅 영역을 보강하는 방향으로 최적화된 것으로 사료된다.
- 표 1은 그림 3에서 나타낸 각 게이지에서 측정된 최대응력 수준을 나타내었다. 바닥면과 가장 먼저 충돌하는 연료셀 하부의 금속피팅과 내부 LRU에서 응력이 657.39MPa로 가장 높게 계산되었고, 상부면 금속피팅에서의 최대응력은 약 319MPa 수준이었다. 연료셀의 표피 소재 및 고무피팅 영역의 최대응력은 76MPa로, 다른 영역과 비교할 때 상대적으로 낮은 응력수준을 보인다.
- 해당영역은 초기 충격을 그대로 받는 영역이기 때문에 응력수준은 외부형상 또는 피팅 및 LRU 위치 변경에 거의 영향을 받지 않기 때문인 것으로 사료된다. 반면, 상부피팅 영역의 최대응력값은 최적화 결과로 31~62% 수준이 감소됨을 확인할 수 있다. 이것은 상부피팅 영역은 충돌 후에 연료셀 형상이나 LRU 위치 등으로 내부 유체 거동이나 연료셀 자체의 거동이 달라지기 때문에 그에 따른 영향성의 결과로 판단된다.
- 본 연구결과로, 인공신경망과 SA를 연동한 전역 최적화를 통하여 개발 초기 연료셀 개념설계시 외부형상과 피팅 위치에 대한 설계방향을 가늠할 수 있고, 연료셀 내부에 장착되는 LRU의 최적위치 설정도 가능할 것으로 사료된다. 또한, 시행착오 등의 경험만으로 수행되어 왔던 연료셀 개발과 관련하여 독자적인 해석기술 확보의 가능성을 확인할 수 있었고, 향후 항공기 개발에 적용하여 해석을 통한 설계데이터 확보로 보다 체계적인 개발 수행이 가능할 것으로 사료된다.
- 각 설계변수 최적화 결과에 대해, 사전 연구에서 확인된 바와 같이 연료셀 바닥면경사를 적용하는 것이 응력관점에서는 유리하였는데, 최적화 결과에서는 바닥면에 12°경사를 적용하는 것이 최적으로 계산되었다. 상부면 피팅간격은 기존 300mm에서 222mm로 감소하는 방향으로 설계되는 것이 유리한 것으로 평가되었다. 바닥면 충돌 후 상부면에 가해지는 충격력이 상부 중앙영역에 집중되면서 상부피팅에 굽힘을 발생시키게 된다.
- 그림 10은 최적화 결과를 반영한 연료셀의 최적형상을 나타내고 있다. 앞에서 논의한 바와 같이 최적화에 따른 각 설계변수의 수렴결과는 내충격 측면에서 타당한 것으로 사료되며, 구속지점의 응력 제한조건에 대해서도 잘 만족하고 있음을 확인하였다. 물론, 최적형상은 수치해석에 기초한 결과이므로 실제작시 반영되어야 하는 수치는 추가적인 고려가 필요할 것으로 판단되나, 초기 개념설계를 위한 중요정보를 제공할 수 있을 것으로 사료된다.
- 연료셀 소재영역은 게이지 13번과 18번에서 최대 응력값이 26%, 8% 증가(22.81MPa, 58.74MPa)되었고, 이외 지점에서는 29%~62% 감소한 것으로 계산되었다. 최적화 결과로 소재영역의 최대응력은 76.
- 그림 8은 인공신경망을 이용한 목적함수(중량) 최소화 결과와 그에 따른 각 설계변수의 최적화 과정을 보여주고 있다. 초기모델(그림 1) 중량 54.60kg은 최적형상 중량 48.90kg으로 수렴하여 약 10.43%의 중량이 감소하는 결과를 얻을 수 있었다.
- 74MPa)되었고, 이외 지점에서는 29%~62% 감소한 것으로 계산되었다. 최적화 결과로 소재영역의 최대응력은 76.35MPa에서 58.74MPa 로 23% 감소되었고, 초기형상에서 최대응력이 나타났던 지점(게이지 21)의 응력은 50.31MPa로 34% 감소되었다.
- 최적화 결과로, 18개 지점의 응력제한 구속조건을 잘 만족하면서 중량이 10.4% 감소하였으며, 각 설계변수들의 수렴 방향도 물리적으로 타당한 것으로 평가되었다.
- 01로 하여 150,000회 전역 최적화를 수행하였다. 탐색 과정에서 설계 변수의 값들은 구속조건(등가응력 최소화)을 만족하고, 목적 함수인 중량을 감소시키면서 최적해로 수렴하였다. 그림 7은 SA 수행 초기 부여된 온도값인 5×106℃부터 점차 냉각되어 안정화되기 까지의 결과로써, 최적해로의 수렴이 잘 되었음을 의미한다.
후속연구
- 본 연구결과로, 인공신경망과 SA를 연동한 전역 최적화를 통하여 개발 초기 연료셀 개념설계시 외부형상과 피팅 위치에 대한 설계방향을 가늠할 수 있고, 연료셀 내부에 장착되는 LRU의 최적위치 설정도 가능할 것으로 사료된다. 또한, 시행착오 등의 경험만으로 수행되어 왔던 연료셀 개발과 관련하여 독자적인 해석기술 확보의 가능성을 확인할 수 있었고, 향후 항공기 개발에 적용하여 해석을 통한 설계데이터 확보로 보다 체계적인 개발 수행이 가능할 것으로 사료된다.
- 앞에서 논의한 바와 같이 최적화에 따른 각 설계변수의 수렴결과는 내충격 측면에서 타당한 것으로 사료되며, 구속지점의 응력 제한조건에 대해서도 잘 만족하고 있음을 확인하였다. 물론, 최적형상은 수치해석에 기초한 결과이므로 실제작시 반영되어야 하는 수치는 추가적인 고려가 필요할 것으로 판단되나, 초기 개념설계를 위한 중요정보를 제공할 수 있을 것으로 사료된다.
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.