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문제 정의
- 본 논문에서는 개념설계 단계의 고고도 무인기의 구조적 특성을 분석하였다. 사이징 시 이론해를 이용하여 개략적인 설계를 진행하였다.
- 이러한 유연날개는 운용 중의 처짐에 의해 조종면 등의 간섭이 발생할 수 있으며, 플러터와 같은 공탄성 안전성이 기존 날개보다 취약하므로 개발과정에서 면밀한 검토가 필요하다. 본 논문에서는 세장비가 큰 고고도 장기체공 무인기의 정적 및 동적 특성을 분석하여 개발이 진행되는 고고도 장기체공 무인기의 상세 설계 시 활용하려한다. 구조물의 설계/해석을 위한 하중은 FAR Part 23을 기준으로 하여 구하였다[2].
가설 설정
- FAR 23에 따라 각 고도에 따라 Gust에 의해 발생하는 하중 배수값 중 최대값을 Gust 조건에 적용하였다. Unchecked Pitch 조건에 대해서는 Elevator의 각도를 -25 deg로 가정하고 해석하였다. 하중해석은 MSC/Flightload를 통해 수행하였다.
- 초기 설계 단계에서 중량 분포에 대해 정의되어 있지 않았으므로, 주익 Chord의 25%에 집중질량으로 항공기 중량을 모델링하였다. 공기력을 계산하기 위해 Fig. 5와 같이 Panel을 구성하였으며, 익형 역시 정의되지 않았으므로 Flat 한 날개로 가정하였다. 실제 항공기의 날개는 유연할 수 있지만, 설계 초기 단계에서 구조물의 강성에 대한 정보가 없으므로, 항공기 구조물은 강체(Rigid Body) 라고 가정하였다.
- 4는 단순화된 날개의 작용하중이다. 날개를 외팔보로 가정하여 해석하였다. 여기서 q는 분포된 날개의 하중이고 R0는 날개 끝단의 변위를 계산하기 위한 가상하중이다.
- 5와 같이 Panel을 구성하였으며, 익형 역시 정의되지 않았으므로 Flat 한 날개로 가정하였다. 실제 항공기의 날개는 유연할 수 있지만, 설계 초기 단계에서 구조물의 강성에 대한 정보가 없으므로, 항공기 구조물은 강체(Rigid Body) 라고 가정하였다. Gust 조건에 대한 압력분포는 Fig.
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