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문제 정의
- 비행 시 변하는 플랩의 형상에 따라 힌지 모멘트를 추정하기 위해서는 지상 시험 결과를 기준으로 해석해 또는 유한요소해석의 분석 및 검증이 필요하다. 따라서 본 논문에서는 플랩이 중립 상태일 때, 최대 변형률 조건에 대한 지상 시험 결과를 기준으로 해석해와 유한요소해석을 이용하여플랩의 힌지모멘트를 추정하는 것을 검증하였다.
- 본 논문에서는 최근에 개발한 항공기의 플랩힌지의 모멘트 추정 방법에 대하여 소개하였다. 이를 위해 2.
- 본 논문에서는 항공기 플랩의 힌지 모멘트를 추정하는 기법에 대하여 기술하였다. 이러한 기법은 지상 시험을 통하여 플랩의 힌지 모멘트를 해석해와 유한요소해석으로 추정하는 것을 검증하였으며, 이러한 결과를 이용하여 비행 시험에서 계측한 힌지 변형률로 플랩에 작용하는 힌지모멘트를 추정할 수 있다.
제안 방법
- 따라서 지상 시험에서는 Fig. 4(a)와 같이 플랩 표면에 공기력 하중을 액츄에이터로 부가하고, 플랩의 링크에 연결된 로드셀에서 반력을 측정하였다. 이러한 반력을 이용하면 플랩 처짐 각과 기하학적 조건을 계산하여 플랩의 힌지모멘트를 해석해로 계산할 수 있으며, Fig.
- 2절에서는 플랩 힌지 모멘트 추정을 위해 사용한 센서와 항공기 탑재 장비에 대하여 언급하였다. 2.3절에서는 힌지모멘트 추정을 위한 지상 시험에 대하여 소개하였고, 지상 시험 결과를 해석해(analytic)와 유한요소해석(Finite elements method)으로 비교하여 힌지모멘트 추정을 검증하였다. 2.
- 각각의 시험 조건에서 계측한 데이터를 분석하기 위하여 항공기의 비행 속도가 일정하게 유지되는 구간의 데이터를 찾아 추출하였으며 플랩의 형상, 비행 속도, 힌지의 변형률로 구분하여 각각 평균하였다. 비행 시험을 통하여 획득한 플랩 힌지의 최대 변형률은 착륙 형상일 때로 약 –472με이다.
- 지상 시험에 적용한 하중은 비행 시 플랩을 아랫 방향으로 작동할 경우 윗 방향으로 공력하중이 작용하는 것을 고려하였다. 공력하중 부가를 위하여 날개의 아래쪽에 3개의액츄에이터(Actuator)를 설치하였으며, 휘플 트리(Whiffle tree)로 설계하여 분포하중을 부가하였다.
- 플랩의 구조 설계하중을 생성하기 위하여 항공기 중량에 따른 각각의 돌풍조건 하중계수를 계산하고 그에 따른 돌풍 하중해석을 수행하였다. 또한 미국 연방 항공 규정 23.395에 의하여 돌풍 하중해석으로 계산한 힌지 모멘트의 125%를 최종 구조 설계하중으로 적용하였으며, 설계하중의 150%를 부가하는 설계 극한 하중 시험(Design ultimate limit test)을 수행하여 구조 건전성을 입증하였다.
- 탑재장비는 MIL-STD-1553B 데이터버스[11]을 통하여 항공기 항전시스템으로 부터 주요 비행 파라미터를 획득할 수 있으며, 본 플랩 힌지모멘트 추정에 필요한 항공기 속도정보와플랩 작동각도 정보도 본 장비를 통하여 획득하였다. 변형률 데이터는 약 200Hz의 속도로 측정하였으며, 비행파라미터는 약 10Hz의 속도로 측정하고 이를 변형률 데이터와 동기화시켰다.
- 플랩의 설계하중은 풍동 시험과 하중해석을 이용하여 산출할 수 있다. 본 논문에서는 풍동 시험과 구조 설계 일정의 불일치로 인하여 플랩의 구조 설계하중은 하중해석으로 플랩 구동장치의 설계하중은 풍동 시험을 통하여 추산하였다. 하중해석은 MSC/NASTRAN 소프트웨어의 Flights loads와 정적 공탄성 해석 모듈(SOL.
- 비행 시 기동 및 플랩 작동에 의하여 발생하는힌지 모멘트를 추정하기에 앞서, 플랩 처짐 각도,플랩 힌지 모멘트와 계측 센서의 변형률 관계를 정립하기 위하여 지상 시험을 수행하였다. 지상시험을 수행하기 위하여 Fig.
- 2%의 오차 이내로 검증하였다. 비행 시험은 일정한 고도에서 플랩의 3가지 형상(순항, 이륙, 착륙) 및 3구간의 비행 속도를 변화시키며 총 3번의 비행을 통하여 힌지의 변형률을 측정하였다. 이러한 비행 시험으로부터 측정된 힌지의 변형률을 지상 시험에서 검증한 해석해와 유한요소해석에 적용하여 플랩에 작용하는 실제 힌지 모멘트를 추정하였다.
- 비행 시험은 총 3차례 수행하였다. 일정한 고도에서 플랩을 임의의 형상(순항, 이륙, 착륙)으로 유지하였으며, 항공기의 비행 속도를 변화시키며 힌지의 변형률을 측정하였다.
- 각각의 반력과 힌지 모멘트, 최대변형률로 나타내었다. 힌지 모멘트는 구동장치의 설계 기준인 최대 정격 힌지 모멘트(maximum continuous hinge moment)로 평준화하여 나타내었다. 해석해의 결과는 시험 결과 대비 약 2.
- 항공기가 비행 시 플랩의 형상에 따른 힌지 모멘트를 추정하기 위하여 항공기 플랩에 지상 시험과 동일한 조건으로 계측 센서를 장착하였다. 센서의 데이터 계측은 지상 시험에서 사용한 항공기용 하중 모니터링 탑재장비를 항공기에 장착하여 수행하였다.
- 1과 같이 2개의 센서를 장착하였다. 센서의 위치는 플랩 작동으로 인한 힌지의 변형률과 기계적인 간섭(Mechanical Interfaces), 접근성(Accessibility) 등을 고려하여 선정하였다.
- 비행 시험을 통하여 획득한 플랩 힌지의 최대 변형률은 착륙 형상일 때로 약 –472με이다. 앞서 지상 시험에서 검증한 해석해와 유한요소해석에 획득한 최대 변형률을 적용하여 비행 시험으로 발생한 최대 힌지 모멘트를 추정하였다. 해석해는 최대 변형률을 식 (1)에 적용하여 구동장치 링크의 반력을 계산하였으며, 플랩이 착륙 형상일 때의 힌지의 모멘트 거리를 고려하여 힌지 모멘트를 계산하였다.
- 유한요소해석 모델은 플랩 힌지가 복잡한 3차원 형상이므로 해석해에서 고려한 힌지-보로 구성하였다. 모델은 157714개의 4절점 Tetrahedron 요소와 36227개의 절점으로 구성하였고 MSC/NASTRAN 2017[12]을 사용하여 해를 계산하였다.
- 해석해는 최대 변형률을 식 (1)에 적용하여 구동장치 링크의 반력을 계산하였으며, 플랩이 착륙 형상일 때의 힌지의 모멘트 거리를 고려하여 힌지 모멘트를 계산하였다. 유한요소해석은 플랩이 착륙 형상일 때 구동장치 링크와 힌지의 연결된 각도를 고려하여 최대 변형률 조건으로 반력과 힌지 모멘트를 계산하였다. Table 2는 이러한 해석해와 유한요소해석의 결과로 항공기가 착륙 형상으로 비행 시 링크의 반력과 플랩의 힌지 모멘트를 추정한 값이다.
- 플랩의 형상은 순항 형상, 이륙 형상, 착륙 형상 3가지로 구분하였으며 항공기의 속도는 각각의 형상에 따라 3구간씩 나누어 총 9가지의 시험 조건을 수행하였다. 이러한 각각의 시험 조건에 대하여 힌지 모멘트를 추정한 결과는 앞서 지상 시험에서 힌지모멘트 추정을 검증한 해석해 및 유한요소해석을 이용하여 도출하였다.
- 또한 설계한 플랩 구조 및 구동장치의 정적 안전성을 확인할 수 있다. 이러한 기법을 수행하기 위하여 플랩 힌지에2개의 계측 센서를 부착하였으며 항공기용 하중 모니터링 탑재장비의 변형률 센서 모듈을 사용하여 지상 시험과 비행 시험을 수행하였다. 지상시험은 플랩 설계하중의 120%까지 하중을 부가하여 수행하였으며 플랩의 처짐 각도, 힌지 모멘트와 힌지의 변형률 관계를 정립하였다.
- 비행 시험은 일정한 고도에서 플랩의 3가지 형상(순항, 이륙, 착륙) 및 3구간의 비행 속도를 변화시키며 총 3번의 비행을 통하여 힌지의 변형률을 측정하였다. 이러한 비행 시험으로부터 측정된 힌지의 변형률을 지상 시험에서 검증한 해석해와 유한요소해석에 적용하여 플랩에 작용하는 실제 힌지 모멘트를 추정하였다.
- 비행 시험은 총 3차례 수행하였다. 일정한 고도에서 플랩을 임의의 형상(순항, 이륙, 착륙)으로 유지하였으며, 항공기의 비행 속도를 변화시키며 힌지의 변형률을 측정하였다. 플랩 구조의 자중에 의한 힌지 변형률을 고려하기 위하여 비행 시험 전 지상에서 항공기를 주기 상태로 변형률을 측정하였다.
- 이러한 기법을 수행하기 위하여 플랩 힌지에2개의 계측 센서를 부착하였으며 항공기용 하중 모니터링 탑재장비의 변형률 센서 모듈을 사용하여 지상 시험과 비행 시험을 수행하였다. 지상시험은 플랩 설계하중의 120%까지 하중을 부가하여 수행하였으며 플랩의 처짐 각도, 힌지 모멘트와 힌지의 변형률 관계를 정립하였다. 또한 지상 시험의 최대 변형률 조건 기준으로 해석해와 유한요소해석을 이용하여 힌지 모멘트를 추정하는 것을 약 2.
- 비행 시 기동 및 플랩 작동에 의하여 발생하는힌지 모멘트를 추정하기에 앞서, 플랩 처짐 각도,플랩 힌지 모멘트와 계측 센서의 변형률 관계를 정립하기 위하여 지상 시험을 수행하였다. 지상시험을 수행하기 위하여 Fig. 3과 같이 플랩이항공기에 조립되어 있는 상태를 모사하여 시험치구를 설계하였다. 지상 시험에 적용한 하중은 비행 시 플랩을 아랫 방향으로 작동할 경우 윗 방향으로 공력하중이 작용하는 것을 고려하였다.
- 측정된 변형률과 하중의 관계가 선형적으로 나타내고 있음을 확인하였다. 플랩 구조의 자중에 의하여 발생하는 힌지의 변형률을 고려하기 위하여 어떠한 하중도 가해지지 않는 상태의 변형률을 측정하고 결과에 영점 보정 값으로 반영하였다. 지상 시험 결과는플랩이 중립 상태일 때의 정적인 결과이다.
- 일정한 고도에서 플랩을 임의의 형상(순항, 이륙, 착륙)으로 유지하였으며, 항공기의 비행 속도를 변화시키며 힌지의 변형률을 측정하였다. 플랩 구조의 자중에 의한 힌지 변형률을 고려하기 위하여 비행 시험 전 지상에서 항공기를 주기 상태로 변형률을 측정하였다. 측정한 변형률은 결과 분석 시에 영점 보정 값으로 사용하였다.
- 플랩을 제어하는 플랩 구동장치의 설계하중은 축소 모형 항공기를 사용한 풍동 시험을 통하여 항공기 기동조건에 따른 각각의 플랩 힌지 모멘트를 추산하였다. 플랩 구조와 마찬가지로 미국연방 항공 규정 23.
- 플랩의 구조 설계하중을 생성하기 위하여 항공기 중량에 따른 각각의 돌풍조건 하중계수를 계산하고 그에 따른 돌풍 하중해석을 수행하였다. 또한 미국 연방 항공 규정 23.
- 측정한 변형률은 결과 분석 시에 영점 보정 값으로 사용하였다. 플랩의 형상은 순항 형상, 이륙 형상, 착륙 형상 3가지로 구분하였으며 항공기의 속도는 각각의 형상에 따라 3구간씩 나누어 총 9가지의 시험 조건을 수행하였다. 이러한 각각의 시험 조건에 대하여 힌지 모멘트를 추정한 결과는 앞서 지상 시험에서 힌지모멘트 추정을 검증한 해석해 및 유한요소해석을 이용하여 도출하였다.
- 하중 측정을 위한 변형률 센서는 비행에 따른 고도의 온도 변화 및 힌지의 변형을 고려하여 일반적인 범용 스트레인 계측 센서 보다 온도 보상(Temperature compensation)이 되고, 상대적으로 민감도(Sensitivity)가 우수한 DT3625[9] 변형률 센서를 사용하였다. 또한 계측되는 데이터의 신뢰성을 높이기 위하여 Fig.
- 항공기가 비행 시 플랩의 형상에 따른 힌지 모멘트를 추정하기 위하여 항공기 플랩에 지상 시험과 동일한 조건으로 계측 센서를 장착하였다. 센서의 데이터 계측은 지상 시험에서 사용한 항공기용 하중 모니터링 탑재장비를 항공기에 장착하여 수행하였다.
- 앞서 지상 시험에서 검증한 해석해와 유한요소해석에 획득한 최대 변형률을 적용하여 비행 시험으로 발생한 최대 힌지 모멘트를 추정하였다. 해석해는 최대 변형률을 식 (1)에 적용하여 구동장치 링크의 반력을 계산하였으며, 플랩이 착륙 형상일 때의 힌지의 모멘트 거리를 고려하여 힌지 모멘트를 계산하였다. 유한요소해석은 플랩이 착륙 형상일 때 구동장치 링크와 힌지의 연결된 각도를 고려하여 최대 변형률 조건으로 반력과 힌지 모멘트를 계산하였다.
- 각각의 반력과 힌지 모멘트, 최대변형률로 나타내었다. 힌지 모멘트는 구동장치의 설계 기준인 최대 정격 힌지 모멘트(maximum continuous hinge moment)로 평준화하여 나타내었다. 해석해의 결과는 시험 결과 대비 약 2.
대상 데이터
- 계측장비는 비행시험을 위하여 항공기에 탑재가 가능하여야 하며, 2개의 계측 센서가 연결이 가능하도록 2개 이상의 변형률 획득 채널이 요구되었다. 본 연구에서는 항공기용 하중 모니터링 탑재장비[10]의 변형률 센서 모듈을 사용하였다(Fig. 2). 탑재장비는 MIL-STD-1553B 데이터버스[11]을 통하여 항공기 항전시스템으로 부터 주요 비행 파라미터를 획득할 수 있으며, 본 플랩 힌지모멘트 추정에 필요한 항공기 속도정보와플랩 작동각도 정보도 본 장비를 통하여 획득하였다.
이론/모형
- 유한요소해석 모델은 플랩 힌지가 복잡한 3차원 형상이므로 해석해에서 고려한 힌지-보로 구성하였다. 모델은 157714개의 4절점 Tetrahedron 요소와 36227개의 절점으로 구성하였고 MSC/NASTRAN 2017[12]을 사용하여 해를 계산하였다. 유한요소 모델의 하중과 구속조건은 Fig.
- 본 논문에서는 풍동 시험과 구조 설계 일정의 불일치로 인하여 플랩의 구조 설계하중은 하중해석으로 플랩 구동장치의 설계하중은 풍동 시험을 통하여 추산하였다. 하중해석은 MSC/NASTRAN 소프트웨어의 Flights loads와 정적 공탄성 해석 모듈(SOL. 144)을 사용하였다[8].
성능/효과
- 항공기의 플랩이순항 형상으로 비행할 때에는 Fig. 7(a)와 같이 비행 속도가 변하더라도 힌지의 변형률이 거의 일정한 값으로 나타내며 비행 속도의 영향성이 미미한 것을 확인되었다. 그러나 플랩이 이륙 형상과 착륙 형상으로 비행할 때에는 Fig.
- 하지만 비행 시험 시 항공기의 비행속도 계측 시스템의 오차, 구동장치의 구동오차, 환경적 요인 등 힌지 모멘트에 영향을 미칠 수 있는 요소들을 고려한다면 이 오차보다 클 수 있으나 실용적인 측면에서 수용 가능한 접근방법이라고 판단된다. 그리고 항공기 플랩에 실제 작용하는 힌지 모멘트가 플랩의 설계 기준의 힌지 모멘트보다 낮음을 확인하였다. 이러한 결과로 설계한 플랩 구조 및 구동장치의 정적 안전성을 확인할 수 있다.
- 이러한 기법은 지상 시험을 통하여 플랩의 힌지 모멘트를 해석해와 유한요소해석으로 추정하는 것을 검증하였으며, 이러한 결과를 이용하여 비행 시험에서 계측한 힌지 변형률로 플랩에 작용하는 힌지모멘트를 추정할 수 있다. 또한 설계한 플랩 구조 및 구동장치의 정적 안전성을 확인할 수 있다. 이러한 기법을 수행하기 위하여 플랩 힌지에2개의 계측 센서를 부착하였으며 항공기용 하중 모니터링 탑재장비의 변형률 센서 모듈을 사용하여 지상 시험과 비행 시험을 수행하였다.
- 지상시험은 플랩 설계하중의 120%까지 하중을 부가하여 수행하였으며 플랩의 처짐 각도, 힌지 모멘트와 힌지의 변형률 관계를 정립하였다. 또한 지상 시험의 최대 변형률 조건 기준으로 해석해와 유한요소해석을 이용하여 힌지 모멘트를 추정하는 것을 약 2.6%, 0.2%의 오차 이내로 검증하였다. 비행 시험은 일정한 고도에서 플랩의 3가지 형상(순항, 이륙, 착륙) 및 3구간의 비행 속도를 변화시키며 총 3번의 비행을 통하여 힌지의 변형률을 측정하였다.
- 그리고 항공기 플랩에 실제 작용하는 힌지 모멘트가 플랩의 설계 기준의 힌지 모멘트보다 낮음을 확인하였다. 이러한 결과로 설계한 플랩 구조 및 구동장치의 정적 안전성을 확인할 수 있다.
- Table 2는 이러한 해석해와 유한요소해석의 결과로 항공기가 착륙 형상으로 비행 시 링크의 반력과 플랩의 힌지 모멘트를 추정한 값이다. 이러한 결과로 항공기의 플랩이 착륙 형상으로 비행할 때 실제 플랩에 작용하는 힌지 모멘트는 해석해 결과의 약 2.6%, 유한요소해석 결과의 약 0.2% 오차의 값으로 추정된다. 하지만 비행 시험 시 항공기의 비행속도 계측 시스템의 오차, 구동장치의 구동오차, 환경적 요인 등 힌지 모멘트에 영향을 미칠 수 있는 요소들을 고려한다면 이 오차보다 클 수 있으나 실용적인 측면에서 수용 가능한 접근방법이라고 판단된다.
- 또한 이륙 형상보다 착륙 형상에서 비행 속도에 따른 힌지 변형률의 변형량이 더 크게 나타난다. 즉, 플랩의 처진 각도가 크면 클수록 항공기 비행 속도가 플랩 힌지의 변형률에 더 큰 영향을 미치는 것을 알 수 있다.
- 6의 그래프와 같다. 측정된 변형률과 하중의 관계가 선형적으로 나타내고 있음을 확인하였다. 플랩 구조의 자중에 의하여 발생하는 힌지의 변형률을 고려하기 위하여 어떠한 하중도 가해지지 않는 상태의 변형률을 측정하고 결과에 영점 보정 값으로 반영하였다.
- 395에 의거하여 산출된 힌지 모멘트의 125%에 해당되는 하중으로 설계되었다. 풍동 시험과 하중해석으로 산출된 각각의 플랩 힌지모멘트를 비교하면 본 연구에서는 하중해석이 풍동 시험보다 보수적인 결과를 보여주었다.
- 힌지 모멘트는 구동장치의 설계 기준인 최대 정격 힌지 모멘트(maximum continuous hinge moment)로 평준화하여 나타내었다. 해석해의 결과는 시험 결과 대비 약 2.6%의 차이를 보였으며, 유한요소해석 결과는 시험 결과 대비 약 0.2%의 차이로 두 가지 방법 모두 신뢰성 있는 결과를 나타내는 것을 확인하였다. 특히, 유한요소해석에서는 변형률 센서의 유효감지면적(Effective sensing area)을 고려하여 좀 더 정확한 결과를 얻은 것으로 판단된다.
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