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문제 정의
- 다양한 항공기 지상운동 상황에서 발생하는 항공기 거동을 파악하기 위해서 본 논문에서는 항공기 동역학해석 프로그램인 vi-aircraft를 활용하여 착륙장치 및 full-aircraft 모델을 구현하였다. 추후 설계 변경이 발생하더라도 손쉽게 모델 변경이 가능하도록 전륜/주륜 착륙장치, 제동장치, 휠/타이어 등 총 4개의 시스템으로 분류하여 모델링하였다.
제안 방법
- Drop simulation을 통하여 구현된 착륙장치 모델이 75% 이상의 완충효율을 갖고 있음을 확인하였고, 이 착륙장치 모델이 적용된 full-aircraft를 활용하여 steering simulation을 진행하였다. Steering simulation을 통해 항공기 속도, 좌/우측 하중이동, roll angle 간의 관계를 확인하였고 선회 시 roll over가 발생하는 조건에 대하여 분석하였다.
- 7과 같고 입력 변수는 Table 1과 같다[9]. Oleo pneumatic element는 piston fork axle의 가장 윗부분(Top)부터 main fitting의 가장 윗부분(Top) 까지 범위를 지정하여 적용하였고, 실린더 동작 범위에 대한 스트로크 제한을 두기 위해 실린더가 움직이는 범위 내에서 stopper element를 적용하였다.
- Drop simulation을 통하여 구현된 착륙장치 모델이 75% 이상의 완충효율을 갖고 있음을 확인하였고, 이 착륙장치 모델이 적용된 full-aircraft를 활용하여 steering simulation을 진행하였다. Steering simulation을 통해 항공기 속도, 좌/우측 하중이동, roll angle 간의 관계를 확인하였고 선회 시 roll over가 발생하는 조건에 대하여 분석하였다.
- 그리고 활주 시험 데이터와 동일한 조건에서의 조향해석 데이터를 비교 분석하여 실제 활주 시험 때 발생한 비정상적 활주 상황의 원인을 파악할 수 있었고 비정상적 활주 상황을 모사하였다.
- 위와 같이 구성된 착륙장치 모델을 항공기 airframe과 조립하여 full-aircraft를 구성하고 항공기 지상 거동 특성 분석을 위한 조향 해석을 진행하였다. 먼저 일정 조향 조건에서 속도를 증가시키면서 전복이 발생하는 속도 지점을 찾는 해석을 진행하였다. 먼저 조향cmd 조건은 일정 크기의 sine파를 입력하였고 항공기 속도는 40 knots부터 10 knots 씩 증가시키면서 조향해석을 진행하였다.
- 착륙장치 모델링은 adams를 기반으로 하는 항공기 전용 동역학 해석 프로그램인 vi-aircraft s/w를 활용하였다. 먼저 전륜/주륜 착륙장치를 구성하고 타이어 모델과 조립하여 각 착륙장치를 구현하였다. 전륜/주륜 착륙장치는 Fig.
- 먼저 일정 조향 조건에서 속도를 증가시키면서 전복이 발생하는 속도 지점을 찾는 해석을 진행하였다. 먼저 조향cmd 조건은 일정 크기의 sine파를 입력하였고 항공기 속도는 40 knots부터 10 knots 씩 증가시키면서 조향해석을 진행하였다. Fig.
- 본 논문에서는 vi-aircraft s/w를 이용하여 착륙장치 및 full-aircraft 모델을 구성하였고 조향 해석 및 활주시험 상황 모사 해석 등을 통하여 항공기 지상 거동 특성에 대하여 분석하였다. 먼저 1-3장에서는 착륙장치 strut의 기본구조 및 gas force, damping force 산출 식에 대하여 기술하고, 4장에서는 vi-aircraft를 이용한 모델링 방법에 대해 기술하였다.
- 위와 같이 구성된 착륙장치 모델을 항공기 airframe과 조립하여 full-aircraft를 구성하고 항공기 지상 거동 특성 분석을 위한 조향 해석을 진행하였다. 먼저 일정 조향 조건에서 속도를 증가시키면서 전복이 발생하는 속도 지점을 찾는 해석을 진행하였다.
- 위와 같이 구성된 착륙장치 모델의 검증을 위하여 drop simulation을 진행하였다. Drop simulation 은 아래 Fig.
- 전륜 착륙장치의 경우에는 주륜 착륙장치와는 다르게 조향장치가 있으므로 Fig. 6과 같이 main fitting과 cuff 사이에 revolute joint 구속을 적용하여 조향 명령이 가해졌을 때 cuff가 회전이 가능하도록 구현하였다.
- 먼저 전륜/주륜 착륙장치를 구성하고 타이어 모델과 조립하여 각 착륙장치를 구현하였다. 전륜/주륜 착륙장치는 Fig. 2, 3과 같이 upper/lower drag stay,main fitting, cuff, upper/lower link, piston fork axle 등의 부품으로 구성되고 각 부품 간의 동작 방식에 맞추어 Fig. 4, 5와 같이 fixed, revolute,cylindrical, spherical joint 구속 등을 적용하였다.
- 다양한 항공기 지상운동 상황에서 발생하는 항공기 거동을 파악하기 위해서 본 논문에서는 항공기 동역학해석 프로그램인 vi-aircraft를 활용하여 착륙장치 및 full-aircraft 모델을 구현하였다. 추후 설계 변경이 발생하더라도 손쉽게 모델 변경이 가능하도록 전륜/주륜 착륙장치, 제동장치, 휠/타이어 등 총 4개의 시스템으로 분류하여 모델링하였다.
- 실제 활주시험에서 발생한 비정상적 활주 상황의 모사를 위하여 활주시험과 동일한 입력 조건을 full-aircraft 모델에 적용하여 해석해 보았다. 활주시험 시 조향 입력 프로파일이 조향 해석 입력으로 활용되었고 실제 항공기 속도와 유사한 속도를 모사하기 위한 thrust CMD를 입력하여 활주시험 상황 모사 해석을 진행하였다. 해석 결과 실제 상황과는 달리 비정상적 활주 상황이 발생하지 않았고, 이는 vi-aircraft를 활용하여 해석할 때 실제 발생할 수 있는 외력, 공력 등은 고려하지 않고 오로지 항공기 중량, MOI, 착륙장치 특성만을 고려하여 해석했기 때문으로 판단된다.
대상 데이터
- 본 논문에서 활용된 full-aircraft 모델은 하중이동 8750 N 이상이 되는 순간 (roll angle : 8.3°) 우측 MLG 가 들리며 roll over 가 발생하였다.
이론/모형
- 그리고 유공압 방식 착륙장치를 모사하기 위하여 strut 모델 구성은 oleo-pneumatic element를 활용하였다. 이 oleo-pneumatic element는 vi-aircraft에서 제공되는 완충장치 모델링 방법 중 하나로 설계 변수만을 이용하여 모델링이 가능하고 추후 설계 변경이 발생했을 때 간단히 설계 변수 값만 변경하면 된다는 장점이 있다.
- 실제 활주시험에서 발생한 비정상적 활주 상황의 모사를 위하여 활주시험과 동일한 입력 조건을 full-aircraft 모델에 적용하여 해석해 보았다. 활주시험 시 조향 입력 프로파일이 조향 해석 입력으로 활용되었고 실제 항공기 속도와 유사한 속도를 모사하기 위한 thrust CMD를 입력하여 활주시험 상황 모사 해석을 진행하였다.
- 착륙장치 모델링은 adams를 기반으로 하는 항공기 전용 동역학 해석 프로그램인 vi-aircraft s/w를 활용하였다. 먼저 전륜/주륜 착륙장치를 구성하고 타이어 모델과 조립하여 각 착륙장치를 구현하였다.
- 타이어 모델링은 vi-aircraft에서 제공되는 방법 중 TR-R-64 모델을 활용하였다. 타이어 모델의 경우 타이어 사에서 제공된 load-deflection curve를 적용하는 방식을 택해도 되지만 설계 변수만으로 모델을 구성할 수 있는 TR-R-64 모델을 적용하였다.
- 타이어 모델링은 vi-aircraft에서 제공되는 방법 중 TR-R-64 모델을 활용하였다. 타이어 모델의 경우 타이어 사에서 제공된 load-deflection curve를 적용하는 방식을 택해도 되지만 설계 변수만으로 모델을 구성할 수 있는 TR-R-64 모델을 적용하였다. TR-R-64 타이어 모델은 다음 Eq.
성능/효과
- A는 스트로크-힘 그래프의 아래 면적에 해당하는 값이고, L은 maximum load, S는 maximum stroke 값이다. 또한 orifice 면적도 스트로크 속도에 따라서 설계된 값과 맞게 선택되어 감쇠함을 확인할 수 있었다.
- 항공기 속도가 증가하며 조향을 하던 중 22 s 에서 (–) 방향의 외력 Fy 가급격하게 증가하는 것을 확인할 수 있고 이 외력이 비정상 활주의 원인이 되었을 것이라 판단된다.
- 13-15는 조향 해석 후 항공기 속도에 따른 항공기 좌/우측 하중이동 및 roll angle 결과이다. 해석 결과 Table 3과 같이 항공기 속도가 증가함에 따라 좌/우측 하중이동 값과 roll angle이 커짐을 확인할 수 있었고, roll over 발생하는 속도 조건도 확인할 수 있었다. 본 논문에서 활용된 full-aircraft 모델은 하중이동 8750 N 이상이 되는 순간 (roll angle : 8.
- 18-20과 같다. 해석결과와 시험데이터를 비교 분석한 결과 항공기 속도, 횡방향 가속도 모두 유사한 경향임을 확인하였고 외력이 급격하게 증가하는 구간에서 roll angle 커지며 비정상적 활주가 모사됨을 확인하였다.
후속연구
- 위 Eq. 9를 통하여 횡방향 가속도 ay는 속도 제곱에 비례하므로 좌/우측 하중이동 값은 속도 제곱에 비례할 것이고 항공기 roll 거동 특성 안정화를 위해서는 hR 를 감소시키고, lw 를 증가시키는 방안으로 설계가 이루어져야 할 것이다.
- 이렇게 구축된 full-aircraft 모델은 다양한 상황에서의 타이어 반력 및 항공기 거동 파악이 가능하고, 실제 시험을 진행하기 전 착륙장치의 설계 검증 및 시험 결과를 예측하는 데 활용될 수 있을 것이다.
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