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문제 정의
- 본 논문에서는 무인항공기의 동력 효율 극대화 및 운항 비용 저감을 위한 무인항공기 경량 주익 구조를 제시하였다. 주익 표피의 경량화를 위하여 기계적 변형이 크게 발생되어도 파손이 없고 태양광 발전 효율이 저하되지 않는 비정질 태양전지와 얇은 고분자 필름으로 주익의 표피를 구성하였다.
- 본 논문에서는 한국항공우주연구원에서 제작 중인 전기동력무인기 EAV-2H의 주익 설계, 구조해석 및 정적 구조시험을 통한 건전성 평가 결과에 대해 설명하였다.
제안 방법
- 주익 하중을 지지하는 주요 부재인 Spar의 경량화 및 구조 안전성을 확보하기 위하여 Spar의 형상을 선정하고 수계산을 이용한 구조 사이징을 수행하였다. EAV-2H 운항 시 발생될 수 있는 하중 조건에 대하여 유한요소 해석을 진행하여 주익 구성품에 대한 구조 건전성을 확인하였다. 마지막으로 전기동력무인기의 주익에 대한 정적구조시험을 수행하고 그 결과를 구조해석 결과와 비교하였다.
- Spar에 발생된 인장, 전단 변형률과 Table 1의 허용 파괴 변형률(Allowable Failure Strain)을 비교하여 안전 계수(M.S.)를 산출하였다. 이러한 안전 계수가 0.
- 시험치구(Test Fixture)는 강재와 복합재료를 이용하여 제작하였다. Spar와 접촉하는 동체 부위를 모사하는 치구는 동체와 동일한 복합재료를 이용하여 설계되었으며, 주익의 인서트가 삽입되는 부분은 강재를 이용하여 설계되었다. 그림 13에는 Strong Wall에 시험치구와 시험체가 설치된 모습을 나타내었다.
- 이러한 문제를 해결하기 위하여 Spar는 비틀림 강성이 확보되는 최소한의 두께로 원형 단면을 구성하였다. 그리고 굽힘 강성은 중공 봉의 상하면에 일방향 Carbon-Epoxy 복합재료 보강 캡(Cap)을 부착하여 확보하고자 하였다(그림 3).
- 이로 인하여 선형해석을 통해 예측한 변형률은 시험결과와 큰 차이를 보일 수 있으며, 이에 대한 보정이 수행되어야 한다. 따라서 이러한 비선형 거동을 보이는 S11 ~ S13 게이지 부분에 대하여 비선형 해석을 수행하였다. 변형률 게이지 S11 ~ S13이 부착된 부분은 중량 절감을 위해 Spar Cap의 두께가 감소되는 지점이며, 그림 18과 같이 상세 해석 모델로 구현하였다.
- 복합재료의 고전 적층판 이론(7)을 적용하여 각 층에 인가되는 변형률을 계산하였으며, 식 (8)과 같이 소재의 최대 변형률과 비교하여 구성품의 안전계수를 산출하였다.
- 한편, 유한요소 해석을 이용한 Spar의 치수 산정 및 최적화는 모델 생성 및 결과 처리에 많은 시간이 소요된다. 본 연구에서는 효율적으로 Spar 치수를 산출하기 위하여 그림 4의 Spar 역학 모델을 구성하고 식 (1)~(7)과 같은 수계산(Numerical Calculation)을 수행하였다.
- 하중해석은 고정익 항공기 하중해석 프로그램인 ARGON(5,6)을 사용하여 수행하였다. 본 프로그램으로 그림 7과 같이 붙임각(Incidence Angle)과 상반각(Dihedral Angle)을 갖는 공기력 패널(Aerodynamic Panel) 모델을 구현하였다. 이와 같은 해석 모델은 총 1450개의 패널로 구성되었다.
- Aileron 및 비정질 태양전지는 구조 거동에 큰 영향을 미치지 않으므로 시험체에서 배제되었다. 시험치구(Test Fixture)는 강재와 복합재료를 이용하여 제작하였다. Spar와 접촉하는 동체 부위를 모사하는 치구는 동체와 동일한 복합재료를 이용하여 설계되었으며, 주익의 인서트가 삽입되는 부분은 강재를 이용하여 설계되었다.
- 하중을 부가하기 위한 추의 최소단위는 100 g이며 이를 고려하여 단계별로 시험하중을 산출하였다. 시험하중은 주익 설계제한하중(Designed Limit Load)의 60%를 먼저 부가하며 이후부터 설계제한하중의 10%씩 증가시키며 시험을 수행하였다.
- 반면, 주요 하중 부재인 Spar는 설계극한하중 내에서 좌굴이 발생되지 않아야 한다. 앞전, 뒷전 표피가드의 좌굴 발생 이후 Spar의 구조적인 문제가 없는지 검토하기 위하여 후 좌굴 해석을 수행하였다.
- 각 주익 구성품의 접합부는 질점 공유를 통해 하중이 전달될 수 있도록 구현되었다. 위 해석 모델에 극한하중계수(Ultimate Load Factor) 1.3이 적용된 2.3절의 산출 하중을 인가하여 각 주익 구성품의 내부하중을 구하였다. 복합재료의 고전 적층판 이론(7)을 적용하여 각 층에 인가되는 변형률을 계산하였으며, 식 (8)과 같이 소재의 최대 변형률과 비교하여 구성품의 안전계수를 산출하였다.
- 하중해석의 결과로 공기력과 관성력(Inertia Load)을 이용하여 주익의 VMT(전단력(Shear Force, V), 굽힘 모멘트(Bending Moment, M), 비틀림 모멘트(Torsion, T))를 구하였다(그림 8). 이를 근거로 주요하중조건을 선정하였고, 선정된 주요하중조건은 구조설계에 적용할 수 있도록 유한요소모델의 절점(Node)에 작용하는 힘의 형태로 제공되었다.
- 주익 구조설계 및 해석에 대한 검증 및 구조 건전성을 확인하기 위해 주익 정적시험을 수행하였다. 정적시험은 주익 절반에 대해 수행하였으며, 비행시험체와 동일하게 제작하였다. Aileron 및 비정질 태양전지는 구조 거동에 큰 영향을 미치지 않으므로 시험체에서 배제되었다.
- 주익 경량화를 위하여 Mylar Film 표피와 Carbon-Epoxy 복합재료 중공 봉 Spar로 구성된 주익 개념을 도출하였다. 수계산를 이용한 구조사이징/설계와 구조해석을 통하여 주익의 구조 건전성을 확보하면서 기존 EAV-2 주익 대비하여 Span 기준 42 %의 중량을 절감하였다.
- 주익 구조설계 및 해석에 대한 검증 및 구조 건전성을 확인하기 위해 주익 정적시험을 수행하였다. 정적시험은 주익 절반에 대해 수행하였으며, 비행시험체와 동일하게 제작하였다.
- 주익 구조해석에 사용할 하중을 산출하기 위해 하중해석을 수행하였다. 하중해석은 고정익 항공기 하중해석 프로그램인 ARGON(5,6)을 사용하여 수행하였다.
- 본 논문에서는 무인항공기의 동력 효율 극대화 및 운항 비용 저감을 위한 무인항공기 경량 주익 구조를 제시하였다. 주익 표피의 경량화를 위하여 기계적 변형이 크게 발생되어도 파손이 없고 태양광 발전 효율이 저하되지 않는 비정질 태양전지와 얇은 고분자 필름으로 주익의 표피를 구성하였다. 표피에서 생성된 공력 및 관성 하중을 지지하기 위한 주요 하중 부재는 구조 경량화 및 구조 건전성이 모두 확보되도록 비강도, 비강성이 우수한 Carbon-Epoxy 및 Glass-Epoxy 계열의 복합재로 구성되었다.
- 표피에서 생성된 공력 및 관성 하중을 지지하기 위한 주요 하중 부재는 구조 경량화 및 구조 건전성이 모두 확보되도록 비강도, 비강성이 우수한 Carbon-Epoxy 및 Glass-Epoxy 계열의 복합재로 구성되었다. 주익 하중을 지지하는 주요 부재인 Spar의 경량화 및 구조 안전성을 확보하기 위하여 Spar의 형상을 선정하고 수계산을 이용한 구조 사이징을 수행하였다. EAV-2H 운항 시 발생될 수 있는 하중 조건에 대하여 유한요소 해석을 진행하여 주익 구성품에 대한 구조 건전성을 확인하였다.
- 그림 16은 주익 구조시험을 수행하는 모습을 보여주고 있다. 주익에 큰 변위가 발생하는 것을 관찰하였다. 주익 구조시험체는 130% 설계제한하중 하에서 어떠한 파손도 발생되지 않았다.
- 주익의 구조 건전성 검토를 위하여 구조해석을 수행하였다. 그림 9는 MSC/Patran 2010 프로그램으로 구현한 EAV-2H 유한요소 해석 모델이다.
- 하중해석의 결과로 공기력과 관성력(Inertia Load)을 이용하여 주익의 VMT(전단력(Shear Force, V), 굽힘 모멘트(Bending Moment, M), 비틀림 모멘트(Torsion, T))를 구하였다(그림 8). 이를 근거로 주요하중조건을 선정하였고, 선정된 주요하중조건은 구조설계에 적용할 수 있도록 유한요소모델의 절점(Node)에 작용하는 힘의 형태로 제공되었다.
- 68이상으로 확보됨을 확인하였다. 한편, 압축 하중이 인가되는 부위에 대해서는 좌굴이 발생될 수 있으므로, MSC/NASTRAN의 선형 좌굴 해석 코드(Sol 103)를 사용하여 좌굴 강도 해석을 수행하였다. 주익의 좌굴 해석 결과를 그림 11에 도시하였다.
- 후 좌굴 해석은 앞전, 뒷전 표피가드의 좌굴로 인한 하중지지 능력 상실을 구현하기 위하여, 앞전, 뒷전 표피가드의 강성과 두께를 최소화 하여 좌굴 해석을 수행하였다. 후 좌굴 해석 결과는 그림 12에 나타내었다.
대상 데이터
- EAV-2H의 Spar는 일방향 Carbon-Epoxy 복합재료(CP 250 NS, TB Carbon Co., Ltd., Korea) 및 직물 Carbon-Epoxy 복합재료(WSK3K, TB Carbon Co., Ltd., Korea)가 사용되었다. 인장 시편은 ASTM D3039(4) 복합재료 인장 시험 방법에 의거하여 제작되었다(그림 2).
- 그림 9는 MSC/Patran 2010 프로그램으로 구현한 EAV-2H 유한요소 해석 모델이다. 모델에 적용된 요소(Element)는 총 26,022 이며, 2,050개의 1-D Beam 요소와 23,972개의 2-D Shell 요소로 구성되었다. 각 주익 구성품의 접합부는 질점 공유를 통해 하중이 전달될 수 있도록 구현되었다.
- 따라서 이러한 비선형 거동을 보이는 S11 ~ S13 게이지 부분에 대하여 비선형 해석을 수행하였다. 변형률 게이지 S11 ~ S13이 부착된 부분은 중량 절감을 위해 Spar Cap의 두께가 감소되는 지점이며, 그림 18과 같이 상세 해석 모델로 구현하였다. 본 모델에 대하여 MSC/NASTRAN의 비선형 해석 코드(Sol 106)를 이용하여 해석을 수행하였다.
- 본 프로그램으로 그림 7과 같이 붙임각(Incidence Angle)과 상반각(Dihedral Angle)을 갖는 공기력 패널(Aerodynamic Panel) 모델을 구현하였다. 이와 같은 해석 모델은 총 1450개의 패널로 구성되었다.
- 그림 6은 위 Spar 구성안을 기반으로 도출된 주익 상세 설계안이다. 익형 형상 유지를 위한 주익의 앞전, 뒷전 표피가드(Skin Guard)는 Balsa와 Glass-Epoxy 복합재료를 이용한 샌드위치 구조로 구성되었다. 주익의 Rib도 마찬가지로 Balsa와 Glass-Epoxy 복합재료로 구성되었으며, 비정질 태양전지의 폭과 동일한 간격으로 배치되었다.
- 3 이상 확보되도록 설계된 Spar를 그림 5에 도시하였다. 주익 Spar 중공 봉은 뒤틀림에 강건하도록 직물형 Carbon-Epoxy 복합재료를 [45/-45]로 적층하였다. 굽힘 보강 캡은 일방향 Carbon-Epoxy 복합재료로 적층되었다.
- 주익의 표피로는 두께 30 μm의 Mylar 필름이 사용되었다.
데이터처리
- 정적구조시험을 통해 운용범위 내에서 파손이 발생하지 않음을 확인하였다. 또한 비선형 해석을 통해 해석결과를 보정하였다. 현재 EAV-2H는 비행시험을 수행 중에 있으며, 어떠한 구조적 문제도 발생하지 않았다.
- EAV-2H 운항 시 발생될 수 있는 하중 조건에 대하여 유한요소 해석을 진행하여 주익 구성품에 대한 구조 건전성을 확인하였다. 마지막으로 전기동력무인기의 주익에 대한 정적구조시험을 수행하고 그 결과를 구조해석 결과와 비교하였다.
이론/모형
- 변형률 게이지 S11 ~ S13이 부착된 부분은 중량 절감을 위해 Spar Cap의 두께가 감소되는 지점이며, 그림 18과 같이 상세 해석 모델로 구현하였다. 본 모델에 대하여 MSC/NASTRAN의 비선형 해석 코드(Sol 106)를 이용하여 해석을 수행하였다. 비선형 해석 모델에 입력된 하중은 시험체에 인가된 하중과 동일한 조건으로 생성되었다.
- , Korea)가 사용되었다. 인장 시편은 ASTM D3039(4) 복합재료 인장 시험 방법에 의거하여 제작되었다(그림 2). 복합재료 시편은 만능 인장 시험기에 장착되어 2 mm/min의 속도로 인장되었다.
- 주익 구조해석에 사용할 하중을 산출하기 위해 하중해석을 수행하였다. 하중해석은 고정익 항공기 하중해석 프로그램인 ARGON(5,6)을 사용하여 수행하였다. 본 프로그램으로 그림 7과 같이 붙임각(Incidence Angle)과 상반각(Dihedral Angle)을 갖는 공기력 패널(Aerodynamic Panel) 모델을 구현하였다.
성능/효과
- 38로 표피가드의 좌굴이 발생하여도 주익 Spar가 하중을 충분히 지지할 수 있음을 확인하였다. EAV-2H 주익과 같이 Mylar 필름 표피와 Carbon-Epoxy 복합재료 Spar로 구성될 경우, Spar에 최대 굽힘 하중을 야기하는 돌풍 조건에 취약함을 확인하였다. 장기체공 무인기의 주익이 높은 종횡비를 가지고 주 하중 부재가 Spar 일 경우, 이러한 돌풍 환경에 강건한 설계가 필요할 것으로 사료된다.
- 후 좌굴 해석 결과는 그림 12에 나타내었다. L1M05 하중조건의 설계극한하중을 인가하였을 때, 전방 Spar의 안전계수는 최소 0.38로 표피가드의 좌굴이 발생하여도 주익 Spar가 하중을 충분히 지지할 수 있음을 확인하였다. EAV-2H 주익과 같이 Mylar 필름 표피와 Carbon-Epoxy 복합재료 Spar로 구성될 경우, Spar에 최대 굽힘 하중을 야기하는 돌풍 조건에 취약함을 확인하였다.
- 주익의 좌굴 해석 결과를 그림 11에 도시하였다. L1M05 하중조건의 설계극한하중을 인가하였을 때, 최소 안전계수는 -0.64로 뒷전 표피가드의 좌굴이 발생함을 확인하였다. 마찬가지로 앞전 표피가드도 L1M05 하중조건의 설계극한하중을 인가하였을 때, 안전계수는 -0.
- 주익 경량화를 위하여 Mylar Film 표피와 Carbon-Epoxy 복합재료 중공 봉 Spar로 구성된 주익 개념을 도출하였다. 수계산를 이용한 구조사이징/설계와 구조해석을 통하여 주익의 구조 건전성을 확보하면서 기존 EAV-2 주익 대비하여 Span 기준 42 %의 중량을 절감하였다. 정적구조시험을 통해 운용범위 내에서 파손이 발생하지 않음을 확인하였다.
- 특히, 주익 Root로부터 1 m 떨어진 구간이 취약하였으며, 이는 Spar 보강 Cap의 두께 감소로 인한 내부 응력 증가가 원인이라 사료된다. 안전계수는 최소 0.35로 극한하중조건에서도 구조적 안전성을 확보한 것으로 판단되었다. 후방 Spar를 비롯한 앞전, 뒷전 표피가드도 L1M05 하중조건에 가장 취약하였으나, 최소 안전계수가 0.
- S11 ~ S13 게이지 부분의 비선형해석결과와 시험결과를 비교하여 그림 20에 도시하였다. 압축하중이 발생되는 S11 게이지는 국부적인 좌굴로 인하여 비선형 거동이 발생되며, 비선형 해석 결과와 실험 결과가 거의 일치함을 확인하였다. 인장 하중이 발생되는 S12 게이지는 국부 좌굴에 대한 영향이 적으므로 선형 해석과 비선형 해석 결과 간 차이가 크지 않았다.
- 수계산를 이용한 구조사이징/설계와 구조해석을 통하여 주익의 구조 건전성을 확보하면서 기존 EAV-2 주익 대비하여 Span 기준 42 %의 중량을 절감하였다. 정적구조시험을 통해 운용범위 내에서 파손이 발생하지 않음을 확인하였다. 또한 비선형 해석을 통해 해석결과를 보정하였다.
- 35로 극한하중조건에서도 구조적 안전성을 확보한 것으로 판단되었다. 후방 Spar를 비롯한 앞전, 뒷전 표피가드도 L1M05 하중조건에 가장 취약하였으나, 최소 안전계수가 0.68이상으로 확보됨을 확인하였다. 한편, 압축 하중이 인가되는 부위에 대해서는 좌굴이 발생될 수 있으므로, MSC/NASTRAN의 선형 좌굴 해석 코드(Sol 103)를 사용하여 좌굴 강도 해석을 수행하였다.
후속연구
- 현재 EAV-2H는 비행시험을 수행 중에 있으며, 어떠한 구조적 문제도 발생하지 않았다. 본 연구를 통해 축적된 결과는 향후 진행될 고고도 장기체공무인기 경량구조 설계의 밑거름이 될 것으로 기대된다.
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