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문제 정의
- 이러한 한계점을 극복하기 위하여 파이로 분리장치에 보편적으로 사용되고 있는 폭발볼트 및 단순 기계장치인 스프링 레버를 이용한 구동방식을 제안하였다. 이를 통하여 저비용의 단순한 개방구조를 가지는 발사관 덮개를 개발하고자 하였다.
가설 설정
- 또한 폭발볼트 분리력은 이후에 기술할 시험계측에서 상대적으로 낮은 수준임을 확인하여 수식 상에서는 미고려되었다. 또한 덮개의 공력중심은 무게중심점과 일치한다고 가정하였다. 마지막으로 풍력에 있어서 덮개에 의한 상대속도는 이론식에서생략되었다.
- 덮개 무게중심점(CG) 주변으로 관련되는 외력을 살펴보면 우선 자중에 의한 경사면 방향의 분력과 스프링 복원력은 양의 부호로서 작용하고 바람에 의한 풍력과 경사면의 마찰력은 저항으로서 작용한다. 본 대상의 경우는 슬라이딩 시에는 롤러면 접촉으로 마찰을 최소화할 수 있어 작동 중에는 경사면에 의한 운동마찰을 무시할 수 있다고 가정하였고 이에 따라 상기의 수식을 보다 간략화 할 수 있다. 또한 폭발볼트 분리력은 이후에 기술할 시험계측에서 상대적으로 낮은 수준임을 확인하여 수식 상에서는 미고려되었다.
- 덮개 작동 시 필요한 구동력을 산정하기 위하여 물리적 모델 및 지배방정식을 도출하였다. 사용조건은 덮개가 일정 높이의 발사관 상부에 탑재되어 수평방향의 바람이 저항으로 작용하는 보수적인 조건을 가정하였다. 덮개 무게중심점(CG) 주변으로 관련되는 외력을 살펴보면 우선 자중에 의한 경사면 방향의 분력과 스프링 복원력은 양의 부호로서 작용하고 바람에 의한 풍력과 경사면의 마찰력은 저항으로서 작용한다.
- 여기서 풍압면적은 보수적으로 덮개 설치각도의 두 배인 최대 20° 의 덮개회전을 가정하여 산정하였다.
제안 방법
- 이어서 스프링을 재설치 후각각 무풍조건 및 강풍조건에 대하여 시험을 진행하였다. 강풍조건을 구현하기 위하여 가솔린엔진 타입의 강풍시험기를 사용하였으며 덮개 이탈 위치에서 17 m/s의 풍속을 발생할 수 있도록 높이 및 출력을 조절하였다. Fig.
- 구동부하를 줄이고 자중효과를 이용하기 위하여 경사형으로 제작된 덮개프레임에 양문형 덮개가 안착되는 구조를 설계하였다. 또한 비작동시에 덮개 안착성능을 향상시키기 위한 롤러-홈 구조를 적용하였다.
- 기존의 파열식 및 구동기 방식의 발사관 덮개와 비교하여 저비용 및 단순구조로 활용성이 높은 폭발볼트 및 스프링 레버를 이용한 분리식 덮개를 제안하고 해석 및 시험을 통하여 이에 대한 작동성능을 검증하였다.
- 또한 설치 가능한 범위에서 레버길이를 최대한 길게 설정하였다. 끝단은 고리모양으로 가공하여 덮개 접촉브라켓에 힘을 잘 전달할 수 있도록 설계하였다. 설치각도는 수평방향으로 덮개를 효율적으로 밀어주기 위하여 90도에 가깝게 설정하였다.
- 덮개 작동 시 필요한 구동력을 산정하기 위하여 물리적 모델 및 지배방정식을 도출하였다. 사용조건은 덮개가 일정 높이의 발사관 상부에 탑재되어 수평방향의 바람이 저항으로 작용하는 보수적인 조건을 가정하였다.
- 동역학 해석을 진행하기 위하여 기구학적인 연결조건 및 하중조건이 부여된 해석 모델링을수행하였다. 해석 간소화를 위하여 좌・우 대칭 구조의 한쪽 면에 대해서만 해석을 진행하였다.
- 구동부하를 줄이고 자중효과를 이용하기 위하여 경사형으로 제작된 덮개프레임에 양문형 덮개가 안착되는 구조를 설계하였다. 또한 비작동시에 덮개 안착성능을 향상시키기 위한 롤러-홈 구조를 적용하였다. 여기에 한 개의 폭발볼트에 의해 분리된 덮개가 양쪽 두 개의 스프링 레버의 작동에 의해 프레임을 이탈하는 방식이 고안되었다.
- 또한 스프링 상수(k)와 인장 길이(δ)를 반영한 스프링 모델을 구성하였으며 각 부재의 접촉부분에는 Solid to solid contact을 적용하여 접촉조건을 구현하고 마찰계수를 조정할 수 있게 설정하였다.
- 10에서와 같이 거치대 상부에 분리형 덮개를 설치하고 원격으로 폭발볼트를 분리하여 개방시키도록 하였다. 또한 초고속 카메라를 설치하고 강풍조건을 모사하기 위하여 이동형 강풍시험기를 준비하였다.
- 이후 이를 검증하기 위하여 초고속 카메라 계측을 활용한 실물시험을 수행하였으며 이탈속도 관점에서 해석 파라미터 보정을 통하여 이론 및 해석 결과와 잘 부합함을 확인하였다. 마지막으로 보정이 적용된 해석모델을 바탕으로 주요 설계인자에 대한 경향분석을 진행하였다. 수행 결과, 설계인자 별 변화율이 이론식에서 예측한 경향과 유사함을 확인하였으며 덮개 이탈속도 향상을 위해서는 스프링 상수 증가, 스프링 변형량 증가, 덮개 중량 감소, 덮개 경사 증가 순으로 설계접근을 하는 것이 효율적임을 도출하였다.
- 먼저 덮개프레임에 고정조건(Fixed)를 부여하고 회전축 중심인 레버힌지와 전・후방 롤러에 조인트(Revolute)조건을 적용하였다. 또한 스프링 상수(k)와 인장 길이(δ)를 반영한 스프링 모델을 구성하였으며 각 부재의 접촉부분에는 Solid to solid contact을 적용하여 접촉조건을 구현하고 마찰계수를 조정할 수 있게 설정하였다.
- 본 연구를 통해 기존과 다른 새로운 형태의 발사관 덮개 개방방식을 제안하였으며 해석 및 시험을 통한 성능 확인 및 주요 설계인자 별 영향도 분석을 수행하였다. 향후 인접 탑재물의 후류압력영향으로 파열식 적용이 어려운 다연장 발사관에서 본 형태의 덮개가 유용하게 적용되리라 판단된다.
- 시험을 통해 검증된 해석모델을 바탕으로 운용조건인 수평방향 강풍속도 17m/s에서 각 인자별 변화가 이탈속도에 미치는 영향을 분석하였다. 수식 (1), (2)에서와 같이 작동성능에 중요하게 영향을 미치는 인자는 다음과 같다.
- 앞 장에서 서술한 이론식만으로는 기구장치의 복잡한 상호 연관성에 대하여 정상적인 작동유무를 가늠하기 어렵다. 실제 제작에 앞서 작동여부 및 설계인자 별 경향을 파악하기 위하여 동역학해석을 수행하였다. 사용 소프트웨어로는 상용프로그램인 Recurdyn(V8R4)을 이용하였다.
- 앞 장에서 서술한 동역학 모델의 신뢰성을 보다 정밀하게 검토하기 위하여 초고속 카메라 계측을 실시하였다. 이를 통해 이탈시간 및 평균이탈속도를 획득할 수 있으며 해석과의 결과 비교가 가능하다.
- 앞서 구성한 해석모델을 바탕으로 설계에 대한 작동성능 여부를 확인하였다. Fig.
- 작동을 위해서는 우선 점화 신호에 의해 내부 착화기의 화약물이 폭발하며 볼트가 파단 되고 이어서 덮개 안쪽의 레버 스프링 구동장치에 의해서 덮개가 경사면 방향으로 슬라이딩하며 이탈하는 구조이다. 원활한 작동성능을 확보하기 위하여 덮개중량,스프링 구동력, 레버 형상 등 관련인자에 대한 이론적 계산 및 동역학 해석을 통해 설계 제원을 도출하였다.
- 이러한 한계점을 극복하기 위하여 파이로 분리장치에 보편적으로 사용되고 있는 폭발볼트 및 단순 기계장치인 스프링 레버를 이용한 구동방식을 제안하였다. 이를 통하여 저비용의 단순한 개방구조를 가지는 발사관 덮개를 개발하고자 하였다.
- 해석 이탈시간과 함께 덮개 이동거리에식 (4)에서 도출한 속도를 나누어 계산한 이탈 시간을 함께 정리하였다. 이론값을 기준조건의 해석결과로 보정하여 인자별 이탈 시간 변화율을 확인하였다. 중량이 늘어날수록 이탈시간 또한 증가하며 해석 및 이론식의 변화 경향이 유사함을 확인할 수 있다.
- 해석의 타당성을 확인하기 위하여 이탈속도를 계산하였다. 이론모델과 동일한 조건에서 비교하기 위하여 무풍에서 마찰이 없을 경우의 해석을 진행하였다. 총 해석시간은 1.
- 본 시험에 앞서 폭발볼트 자체의 분리력 수준을 측정하기 위하여 양쪽의 스프링 제거 후 폭발 볼트만으로 개방 시 덮개 이동이 한 쪽 당 5mm 이하로 미미함을 확인하였으며 이를 통해 폭발볼트가 작동성에 미치는 영향은 매우 적은 것으로 판단하였다. 이어서 스프링을 재설치 후각각 무풍조건 및 강풍조건에 대하여 시험을 진행하였다. 강풍조건을 구현하기 위하여 가솔린엔진 타입의 강풍시험기를 사용하였으며 덮개 이탈 위치에서 17 m/s의 풍속을 발생할 수 있도록 높이 및 출력을 조절하였다.
- 해석에 적용된 입력 값들은 아래의 Table 2에 정리하였다. 이탈되는 덮개중량은 한쪽 당 28 kg이며 최대운용조건은 수평방향으로 강풍이 17 m/s로 불어오는 경우로 상응하는 풍력을 덮개 무게중심점에 덮개 회전에 따른 풍압면적의 변화를 고려한 병진방향힘(Translational force)으로서 적용하였다. 조인트 마찰계수, 운동마찰계수 및 스프링 감쇠계수는 이후 시험결과와의 보정을 통하여 결정하였다.
- 이탈되는 덮개중량은 한쪽 당 28 kg이며 최대운용조건은 수평방향으로 강풍이 17 m/s로 불어오는 경우로 상응하는 풍력을 덮개 무게중심점에 덮개 회전에 따른 풍압면적의 변화를 고려한 병진방향힘(Translational force)으로서 적용하였다. 조인트 마찰계수, 운동마찰계수 및 스프링 감쇠계수는 이후 시험결과와의 보정을 통하여 결정하였다.
- 정지마찰계수(μs)는 보수적으로 알루미늄-알루미늄 건 마찰 시의 정지마찰계수인 1을 적용하였다[6]. 하기의식을 바탕으로 1차적으로 홈에서 이탈하기 위한 최소 스프링 제원을 산출하였다. 여기에 추가적으로 설계요구조건인 강풍 17 m/s에서 정상작동 시 필요한 최소 스프링 상수는 식 (1)에서 이탈속도가 0일 때 역산으로 해당 값을 도출할 수 있다.
- 동역학 해석을 진행하기 위하여 기구학적인 연결조건 및 하중조건이 부여된 해석 모델링을수행하였다. 해석 간소화를 위하여 좌・우 대칭 구조의 한쪽 면에 대해서만 해석을 진행하였다.
- 11와 동일 위치에서의 덮개 이탈 시간을 표시하고 있다. 해석 이탈시간과 함께 덮개 이동거리에식 (4)에서 도출한 속도를 나누어 계산한 이탈 시간을 함께 정리하였다. 이론값을 기준조건의 해석결과로 보정하여 인자별 이탈 시간 변화율을 확인하였다.
대상 데이터
- 덮개 프레임, 지지대 및 기구장치 재질은 알루미늄 합금(AL6061-T651)을 사용하였다. 덮개 판은 경량화를 위하여 플라스틱 소재를 사용하였다. 실질적으로 덮개 판 재질은 사용자 요구에 따라 다르게 선정할 수 있다.
- 덮개 경사는 설계요구조건 상 높이제한, 중량제한 및 미관을 고려하여 10° 경사로 설정하였다. 덮개 프레임, 지지대 및 기구장치 재질은 알루미늄 합금(AL6061-T651)을 사용하였다. 덮개 판은 경량화를 위하여 플라스틱 소재를 사용하였다.
- 먼저 조립 시 높이(l)는 내부 배치를 고려하여 300mm로 선정하였으며 인장길이(δ)는 109mm, 초기높이(l0)는 인장길이가 조립 시 높이의 40%이하가 되는 수준에서 191 mm로 선정하였다. 스프링 재질은 피아노선(KS D 3556)을 사용하였다. 계산된 스프링상수는 Table 3에서와 같이 14.
데이터처리
- 시험결과는 동일한 조건에서 세 번의 시험에 대한평균값을 적용하였다. 해석에서의 평균 이탈속도는 총 이탈시간까지의 속도 데이터를 전체구간에 대한 산술평균값을 사용하였다.
- 해석의 타당성을 확인하기 위하여 이탈속도를 계산하였다. 이론모델과 동일한 조건에서 비교하기 위하여 무풍에서 마찰이 없을 경우의 해석을 진행하였다.
이론/모형
- 실제 제작에 앞서 작동여부 및 설계인자 별 경향을 파악하기 위하여 동역학해석을 수행하였다. 사용 소프트웨어로는 상용프로그램인 Recurdyn(V8R4)을 이용하였다.
성능/효과
- 스프링 재질은 피아노선(KS D 3556)을 사용하였다. 계산된 스프링상수는 Table 3에서와 같이 14.3N/mm이며 스프링하중은 1,559 N으로 이후 해석으로부터 도출된 최소분리하중 545 N보다 높은 설계여유를 확인하였다.
- 네 번째로 Fig. 17과 같이 덮개경사에 의한 영향을 검토하면, 기준치인 10°일 경우에 대비하여 경사가 증가할수록 자중에 의한 위치에너지가 증가하여 이탈속도가 증가함을 알 수 있다.
- 두 번째로 Fig. 15와 같이 스프링 상수에 의한 변화율을 확인하면 기준치인 14 N/mm일 경우에 대비하여 스프링 상수가 높아질수록 스프링복원력이 증가하여 이탈시간이 감소함을 알 수 있다. 변화경향에 있어서 해석결과 및 이론값이유사함을 확인할 수 있다.
- 또한 민감도 관점에서 기술하면 스프링 상수 > 스프링 변형량 > 덮개중량 > 덮개 경사 > 강풍 속도 순으로 이탈속도에 영향을 미치는 것으로 확인되었다.
- 본 대상의 경우는 슬라이딩 시에는 롤러면 접촉으로 마찰을 최소화할 수 있어 작동 중에는 경사면에 의한 운동마찰을 무시할 수 있다고 가정하였고 이에 따라 상기의 수식을 보다 간략화 할 수 있다. 또한 폭발볼트 분리력은 이후에 기술할 시험계측에서 상대적으로 낮은 수준임을 확인하여 수식 상에서는 미고려되었다. 또한 덮개의 공력중심은 무게중심점과 일치한다고 가정하였다.
- 스프링 변형량을 온전히 사용하기 위해서는 그에 따른 적절한 레버 형상도 설계가 되어야하기 때문에 일정수준 이상에서는 스프링 변형량 영향도가 스프링 상수에 의한 효과보다 적은 것으로 나타났다. 바꾸어 말하면 본 논문에 언급된 덮개의 개방 속도를 향상시키기 위해서는 위의 순서대로 설계를 하는 것이 효율적임을 방증하고 있다.
- 본 시험에 앞서 폭발볼트 자체의 분리력 수준을 측정하기 위하여 양쪽의 스프링 제거 후 폭발 볼트만으로 개방 시 덮개 이동이 한 쪽 당 5mm 이하로 미미함을 확인하였으며 이를 통해 폭발볼트가 작동성에 미치는 영향은 매우 적은 것으로 판단하였다. 이어서 스프링을 재설치 후각각 무풍조건 및 강풍조건에 대하여 시험을 진행하였다.
- 상기결과를 종합적으로 판단해보면 해석에서의 각 인자들에 대한 이탈속도에의 연관성이 수치계산 결과와 잘 부합하고 있으며 물리적으로도 타당한 결과임을 확인할 수 있다. 또한 민감도 관점에서 기술하면 스프링 상수 > 스프링 변형량 > 덮개중량 > 덮개 경사 > 강풍 속도 순으로 이탈속도에 영향을 미치는 것으로 확인되었다.
- 세 번째로 Fig. 16과 같이 스프링 변형량에 의한 경향을 분석하면, 기준치인 109 mm일 경우에대비하여 변형량이 증가할수록 스프링 에너지가 증가하여 이탈속도가 증가함을 알 수 있다. 앞서와 동일하게 변화경향이 일치함을 확인할 수 있다.
- 마지막으로 보정이 적용된 해석모델을 바탕으로 주요 설계인자에 대한 경향분석을 진행하였다. 수행 결과, 설계인자 별 변화율이 이론식에서 예측한 경향과 유사함을 확인하였으며 덮개 이탈속도 향상을 위해서는 스프링 상수 증가, 스프링 변형량 증가, 덮개 중량 감소, 덮개 경사 증가 순으로 설계접근을 하는 것이 효율적임을 도출하였다.
- 또한 민감도 관점에서 기술하면 스프링 상수 > 스프링 변형량 > 덮개중량 > 덮개 경사 > 강풍 속도 순으로 이탈속도에 영향을 미치는 것으로 확인되었다. 스프링 변형량을 온전히 사용하기 위해서는 그에 따른 적절한 레버 형상도 설계가 되어야하기 때문에 일정수준 이상에서는 스프링 변형량 영향도가 스프링 상수에 의한 효과보다 적은 것으로 나타났다. 바꾸어 말하면 본 논문에 언급된 덮개의 개방 속도를 향상시키기 위해서는 위의 순서대로 설계를 하는 것이 효율적임을 방증하고 있다.
- 여기에 한 개의 폭발볼트에 의해 분리된 덮개가 양쪽 두 개의 스프링 레버의 작동에 의해 프레임을 이탈하는 방식이 고안되었다. 시험 전 작동 신뢰성을 확인하기 위하여 설계인자를 반영한 동역학 해석을 진행하였으며 무풍조건 및 강풍조건 모두 원활한 작동성능을 나타내었다. 이후 이를 검증하기 위하여 초고속 카메라 계측을 활용한 실물시험을 수행하였으며 이탈속도 관점에서 해석 파라미터 보정을 통하여 이론 및 해석 결과와 잘 부합함을 확인하였다.
- 시험 전 작동 신뢰성을 확인하기 위하여 설계인자를 반영한 동역학 해석을 진행하였으며 무풍조건 및 강풍조건 모두 원활한 작동성능을 나타내었다. 이후 이를 검증하기 위하여 초고속 카메라 계측을 활용한 실물시험을 수행하였으며 이탈속도 관점에서 해석 파라미터 보정을 통하여 이론 및 해석 결과와 잘 부합함을 확인하였다. 마지막으로 보정이 적용된 해석모델을 바탕으로 주요 설계인자에 대한 경향분석을 진행하였다.
- 첫 번째로 Fig. 12에서의 동역학 해석 결과를 살펴보면, 강풍 17 m/s 조건보다 무풍조건에서 이탈속도가 빠름을 알 수 있다. 초기에 속도가 줄어드는 국부적인 구간이 발생하는 이유는 덮개에 부착된 롤러가 홈을 빠져나올 때 감속되는 현상으로 판단된다.
- 다만 중량이 감소할수록 풍속저항에 대한 관성력이 작아짐으로써 작동성이 저해될 수 있음으로 작동을 위한 최소 덮개중량이상의 조건에서 본 결과가 유효하다고 할 수 있다. 최소 덮개중량은 동역학 해석을 통해 유추할 수 있었으며 본 경우에는 8 kg임을 확인하였다.
후속연구
- 본 연구를 통해 기존과 다른 새로운 형태의 발사관 덮개 개방방식을 제안하였으며 해석 및 시험을 통한 성능 확인 및 주요 설계인자 별 영향도 분석을 수행하였다. 향후 인접 탑재물의 후류압력영향으로 파열식 적용이 어려운 다연장 발사관에서 본 형태의 덮개가 유용하게 적용되리라 판단된다.
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