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논문 상세정보

소형 무인기 구조 안전계수

Structural safety factor for small unmanned aircraft

Abstract

Manned aircraft structural design is based on structural safety factor of 1.5, and this safety factor is equivalent to a probability of failure of between 10-2 and 10-3. The target failure probability of FARs is between 10-6 and 10-9 per flight according to aircraft type. NATO released STANAG 4703 to established the airworthiness requirements for small UAV which is less than 150kg. STANAG 4703 requires the Target Level of Safety according to MTOW. The requirements of failure probability for small UAV is between 10-4 and 10-5. In this paper, requirements of airworthiness certification for small UAV were investigated and the relationship of safety factors to the probability of structural failure is analyzed to reduce measure of safety factor and structural weight of unmanned aircraft.

본문요약 

문제 정의
  • 본 연구에서는 최대 이륙 중량(Maximum Take Off Weight)이 50 kg 이하인 소형 무인기에 대한 안전 계수의 적용방안을 제시하고자 한다.

    5를 적용하고 있다. 본 연구에서는 최대 이륙 중량(Maximum Take Off Weight)이 50 kg 이하인 소형 무인기에 대한 안전 계수의 적용방안을 제시하고자 한다. 이를 위하여 목표안전수준에 대한 감항규정 분석과 구조안전계수와 파손확률 관계를 해석하였다.

가설 설정
  • 본 연구에서는 구조물의 작용 응력과 파단 강도를 정규 분포로 가정하여 안전계수와 신뢰성의 상관관계를 해석하였다.

    Elishakoff는 안전계수와 신뢰성과의 상관관계를 여러 가지 확률 분포에 대하여 검토하였다[11]. 본 연구에서는 구조물의 작용 응력과 파단 강도를 정규 분포로 가정하여 안전계수와 신뢰성의 상관관계를 해석하였다. 작용응력과 재료의 파단강도는 식(1~2) 로 표현할 수 있다.

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질의응답 

키워드에 따른 질의응답 제공
핵심어 질문 논문에서 추출한 답변
구조 안전 계수
구조 안전 계수의 목적은 무엇인가?
예상한 하중보다 클 가능성, 해석 모델의 불확 실성, 설계 및 제작의 부정확성 및 재료 물성의 통계적 변화량을 고려하기 위해

소형무인기를 개발하는 경우에 감항 인증을 유인기의 기준을 적용하는 것은 목표안전 수준이나 설계 요구도가 과도할 수 있다. 구조 안전 계수는 예상한 하중보다 클 가능성, 해석 모델의 불확 실성, 설계 및 제작의 부정확성 및 재료 물성의 통계적 변화량을 고려하기 위해 사용된다[2]. 구조물에 적용하는 안전계수 1.

안전 계수 1.5
구조물에 안전 계수 1.5가 적용된 이유는 무엇인가?
당시 항공기에 가장 많이 적용되는 재료인 17ST 알루미늄 합금의 극한 인장 응력과 항복 응력의 비가 약 1.5이고, 적용의 단순함 때문

안전 계수 1.5가 적용된 이유는 당시 항공기에 가장 많이 적용되는 재료인 17ST 알루미늄 합금의 극한 인장 응력과 항복 응력의 비가 약 1.5이고, 적용의 단순함 때문이었다 [3]. FAR(Federal Aviation Regulation) 25.

17ST 알루미늄 합금
17ST 알루미늄 합금의 경우 구조 및 강도해석 시 극한하중 상태에서 구조물이 파손되지 않음을 입증하면 제한 하중 상태의 요구조건이 자동으로 만족되는 이유는 무엇인가?
FAR(Federal Aviation Regulation) 25.305 에서는 제한하중은 영구변형이 없어야 하고 극한하중은 파손되지 않아야 한다고 기술하고 있다

5이고, 적용의 단순함 때문이었다 [3]. FAR(Federal Aviation Regulation) 25.305 에서는 제한하중은 영구변형이 없어야 하고 극한하중은 파손되지 않아야 한다고 기술하고 있다[4]. 그러므로 17ST 알루미늄 합금의 경우 구조 및 강도해석 시 극한하중 상태에서 구조물이 파손되지 않음을 입증하면 제한 하중 상태의 요구조건이 자동으로 만족된다.

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참고문헌 (11)

  1. 1. J. Lim, Y. Kim, B. Choi and J. Ko, "Analysis for unmanned aerial airthiness certification criteria," Journal of the korean society for aviation and aeronautics, Vol. 22, No. 4, 2014, pp. 65-74 
  2. 2. N. Lee, B. Jeon and Y. Chang, "Target level of safety analysis in airworthiness certification for military UAV," Journal of the korean society for aeronautical and space science, Vol. 41, No. 10, 2013, pp. 840-848 
  3. 3. F. R. Shanley, "Historical note on the 1.5 factor of safety for aircraft structures", Journal of the aerospace sciences, Vol. 29, No. 2 (1962), pp. 243-244 
  4. 4. FAR Part-25, Airworthiness standards: Transport category airplanes 
  5. 5. E. M. George and C. J. Schmid, " Factor of safety - USAF design practice " Techanical Report AFFDL-TR-78-8, April 1978 
  6. 6. Joint service specification guide, Aircraft structures, 2006 
  7. 7. AC 23.1309-1E, System safety analysis and assessment for PART 23 airplanes, 2011 
  8. 8. STANAG 4671, Unmanned aerial v ehicles airworthiness requirements, 2009 
  9. 9. STANAG 4703, Light Unmanned aircraft system airworthiness requirements, 2011 
  10. 10. M. N. George, "The aircraft structural factor of safety", North Atlantic Treaty Organization, Report 154, 1957 
  11. 11. I. Elishakoff, "Interrelation between safety factor and reliability", NASA, CR 2001-211309, 2001 

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