[논문]동체 착륙 방식의 소형 고정익 무인항공기 구조 취약점 분석

정성록; 강주환

doi:10.5762/kais.2019.20.7.20

동체 착륙 방식의 소형 고정익 무인항공기 구조 취약점 분석
The study on structural vulnerability analysis of small fixed wing UAV with hard landing 원문보기

한국산학기술학회논문지 = Journal of the Korea Academia-Industrial cooperation Society, v.20 no.7, 2019년, pp.20 - 25

정성록 (국방기술품질원 항공센터 항공 2팀) , 강주환 (국방기술품질원 항공센터 항공 2팀)

초록
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본 연구에서는 동체착륙 방식의 소형 고정익 무인항공기의 구조적 취약점 분석 및 품질 개선에 대한 연구를 실시하였다. 소형 고정익 무인항공기는 일반 비행체와는 달리 활주로를 사용하지 않는 투척이륙과 동체착륙 방식을 많이 사용한다. 이러한 방식은 좁은 공간에서 이륙, 착륙이 가능하여 운용적으로 많은 장점이 있다. 하지만, 동체착륙은 비행체 구조에 강한 충격이 발생하여 작은 설계 오류로 심각한 파손을 발생시킬 수 있다. 본 연구 대상인 비행체 또한 착륙과정에서 특정 부위에 지속적인 파손이 발생하였다. 이러한 현상의 정확한 원인분석을 위해 파손이 발생한 부위를 3D 구조 해석프로그램(ABAQUS)을 활용하여 구조 해석을 실시하여 정확한 위치를 파악하였고 구조해석에 정확성을 높이기 위해 시편 시험을 통해 재료의 물성치 정보를 획득하였다. 해석 결과 구조적 취약점을 확인하여 개선을 진행하였고 품질이 향상된 구조물을 운용 중 최대 충격량의 1.5배의 더 높은 수준의 실제 충격시험을 통해 검증함으로써 연구의 타당성을 입증하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

In this paper, the structural weakness analysis and quality improvement of small fixed wing UAV of the hard landing type were studied. Unlike conventional aircraft, small UAV does not use runways because of its small size. Instead, small UAV use hand launch takeoff and hard landings. This type has many operational advantages because it can take off and land in a narrow space. But, the hard landing has a strong impact on the structure of the UAV and can cause serious damage. In order to analyze the exact cause of this phenomenon, the structural analysis was carried out using the 3D structural analysis program (ABAQUS) to identify the location of the fracture. And to improve the accuracy of the structural analysis, properties of the material were obtained through specimen test. As a result of the analysis, structural weaknesses were identified and improved. Thus, the validity of the study was verified by demonstrating the quality of enhanced structure through a real impact test at a higher level of 1.5 times the maximum impact during operation.

주제어

표/그림 (20)

그림 Fig. 1. Analysis process
그림 Fig. 2. Small UAV composition
그림 Fig. 3. Tail boom
그림 Fig. 4. Z-direction acceleration data
그림 Fig. 5. Tail boom
표 Table 1. Small UAV specification
표 Table 2. Tail boom material
표 Table 3. Tensile test average
그림 Fig. 7. Quality vulnerability
그림 Fig. 6. Tail boom analysis result
그림 Fig. 8. Tail boom fix nail
그림 Fig. 9. Complement design
표 Table 4. Analysis data
표 Table 5. 3D Structural analysis result
표 Table 6. Comparison of analysis results
그림 Fig. 10. Z-direction shock test
그림 Fig. 11. shock profile (20 g, 11 ms)
그림 Fig. 12. shock profile (20 g, 18 ms)
그림 Fig. 13. specimen after shock test
표 Table 7. Complement design

AI 본문요약
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문제 정의

본 연구에서는 동체 착륙 방식의 소형 고정익 무인항공기가 착륙에서 발생하는 구조적 파손의 원인을 분석하고 개선을 위한 연구를 실시하였다. 비행체의 파손의 원인을 분석하기 위해서는 비행 중 가장 큰 힘이 발생하는 상황의 분석이 필요하였으며 본 연구에서는 상황 분석을 위해 비행 데이터를 활용하였다.
본 연구에서는 동체 착륙에서 발생하는 구조적 파손의 원인 분석 및 개선을 위한 연구를 Fig. 1과 같은 프로세스를 통해 수행하였다. 먼저 파손이 발생한 붐대의 재질인 복합재료에 대하여 정확한 물성치를 획득하기 위해 ASTM을 기준으로 인장시험을 수행하였다.

제안 방법

붐대는 총 3종류의 카본(Carbon) 및 글래스(Glass)로 구성된 섬유를 레진(Resin)으로 상온 경화하여 제작하였으며 적층각은 [90/90/90]으로 각 1ply씩 총 3ply로 적층하여 제작되었다.(Table 2) 파손에 대한 정확한 수준을 분석하기 위해 동일한 제작방식으로 시편을 제작하여 인장시험을 실시하였다.
2.1절과 2.2절에서 획득한 데이터를 활용하여 붐대 구조의 취약점 분석을 위해 구조해석을 실시하였다. 유한요소 해석을 위해 ABAQUS를 활용하였으며 붐대 구조해석은 Fig.
구조해석에는 2.2절에서 분석한 착지충격 값인 7.73 g∼12.38 g로 적용하여 붐대에 발생하는 응력을 분석 (Fig. 6)하였다.
구조해석을 통해 0.6 mm로 두께를 보강한 붐대를 총 5개의 시료로 제작, 충격시험을 실시하여 설계 보완의 타당성을 검증하였다.
유한요소 해석을 수행하기 위해서는 재료의 물성치가 필요한데, 소형 무인기는 항공분야에서 통상 많이 알려진 복합재료가 아닌 RC모델과 같은 일반적인 비행체에 사 용하는 복합재료를 사용하여 정확한 물성치 정보가 없다. 그러므로 정확한 분석을 위해서는 현재 비행체와 동일한 재료를 활용하여 시편시험을 할 필요가 있으며 본 연구 에서도 시편시험을 통해 재료의 물성치를 획득하였다.
파손을 방지하기 위한 품질 개선을 검토하였으며 홀의 위치를 이동하는 경우 비행체의 동체 내부의 장비와 구조적 간섭이 발생하여 조정이 불가하였다. 또한, 구조물 변경을 수행할 경우 전체적인 비행체의 무게중심 재설계 등 많은 설계 변경이 필요한 것으로 판단하여 홀이 있는 부위에 보강재(Fig. 9)를 추가하여 두께만을 증가하여 발생하는 응력을 감소시키는 방식으로 품질 개선을 수행하였다.
먼저 파손이 발생한 붐대의 재질인 복합재료에 대하여 정확한 물성치를 획득하기 위해 ASTM을 기준으로 인장시험을 수행하였다. 또한, 비행체의 정확한 운용 환경을 분석하기 위해 비행을 통해 획득한 비행데이터와 시편 시험 결과 획득한 물성치를 기반으로 3D 구조 해석프로그램인 ABAQUS를 사용하여 붐대의 유한요소 해석을 실시하여 파손을 유발하는 취약점을 분석하였다. 이후 취약점을 보완한 구조물을 재해석하여 구조적 안전성을 입증하였으며 추가적으로 설계 보완한 형상으로 충격 테스트를 실시하여 연구의 적절성을 검증하였다.
1과 같은 프로세스를 통해 수행하였다. 먼저 파손이 발생한 붐대의 재질인 복합재료에 대하여 정확한 물성치를 획득하기 위해 ASTM을 기준으로 인장시험을 수행하였다. 또한, 비행체의 정확한 운용 환경을 분석하기 위해 비행을 통해 획득한 비행데이터와 시편 시험 결과 획득한 물성치를 기반으로 3D 구조 해석프로그램인 ABAQUS를 사용하여 붐대의 유한요소 해석을 실시하여 파손을 유발하는 취약점을 분석하였다.
보강재의 두께를 결정하기 위해 추가적인 구조해석을 실시하였으며 설계 보완 목표는 실제 운용에서 받을 수 있는 최대 충격량의 약 1.5배인 20 g의 충격에 파손이 발생하지 않는 수준으로 설정 하였다. 두께에 따른 홀에 서의 응력은 Table 7과 같다.
붐대는 총 3종류의 카본(Carbon) 및 글래스(Glass)로 구성된 섬유를 레진(Resin)으로 상온 경화하여 제작하였으며 적층각은 [90/90/90]으로 각 1ply씩 총 3ply로 적층하여 제작되었다.(Table 2) 파손에 대한 정확한 수준을 분석하기 위해 동일한 제작방식으로 시편을 제작하여 인장시험을 실시하였다.
비행체가 받는 최대 충격을 확인하기 위해 실제 비행을 통해 기록된 비행데이터를 분석하였다. 비행체에 탑재된 가속도 센서를 활용하여 측정하였으며 비행데이터의 정확성을 높이기 위해 총 10대의 비행체로 비행 시험을 실시하여 데이터를 추출하였다.
여러 보완 방법 중 설계 보완 효과가 가장 높다고 판단한 보강재를 추가하는 방법으로 목표한 수준인 20g의 조건에서 구조해석을 수행하여 필요한 보강재의 두께를 분석하였다. 분석 결과를 붐대에 적용 결과 최대 충격의 약 1.
또한, 비행체의 정확한 운용 환경을 분석하기 위해 비행을 통해 획득한 비행데이터와 시편 시험 결과 획득한 물성치를 기반으로 3D 구조 해석프로그램인 ABAQUS를 사용하여 붐대의 유한요소 해석을 실시하여 파손을 유발하는 취약점을 분석하였다. 이후 취약점을 보완한 구조물을 재해석하여 구조적 안전성을 입증하였으며 추가적으로 설계 보완한 형상으로 충격 테스트를 실시하여 연구의 적절성을 검증하였다.
이후, 발생한 충격이 비행체 어느 정도의 영향을 주는 지를 알아보기 위해 유한요소 해석을 실시하였으며 해석 결과 동체와 꼬리날개를 연결하기 위한 붐대의 작은 구멍에 응력이 집중되어 파손이 발생할 가능성이 높은 것 으로 분석되어 설계 보완을 진행하였다.
최소 공정이 가능한 두께인 0.2 mm 단위로 두께를 증가시켜 20 g의 충격에도 손상 발생이 적은 수준을 구조해석을 통해 분석하였다. 해석 결과 보강재의 두께가 0.

대상 데이터

본 연구의 대상인 비행체의 구성은 Fig. 2와 같으며 총 7개의 부분으로 나뉘어져 있다. 비행을 위해서는 7개의 부분을 조립하여 비행을 실시한다.
비행을 위해서는 7개의 부분을 조립하여 비행을 실시한다. 분석 대상은 비행체의 부분 중 러더와 엘리베이터를 동체와 연결 및 지지 하기 위한 붐대이며 Fig. 3과 같다.
비행체가 받는 최대 충격을 확인하기 위해 실제 비행을 통해 기록된 비행데이터를 분석하였다. 비행체에 탑재된 가속도 센서를 활용하여 측정하였으며 비행데이터의 정확성을 높이기 위해 총 10대의 비행체로 비행 시험을 실시하여 데이터를 추출하였다. 비행체 착륙에는 에어백을 활용하여 좁은 지형에도 착륙이 가능하도록 설계되어 있으며, 기록된 비행데이터 분석 결과 비행체가 받는 최대 충격은 착륙 중 발생하는 것으로 분석(Fig.
본 연구에서는 동체 착륙 방식의 소형 고정익 무인항공기가 착륙에서 발생하는 구조적 파손의 원인을 분석하고 개선을 위한 연구를 실시하였다. 비행체의 파손의 원인을 분석하기 위해서는 비행 중 가장 큰 힘이 발생하는 상황의 분석이 필요하였으며 본 연구에서는 상황 분석을 위해 비행 데이터를 활용하였다. 비행 데이터 확인 결과 3.

이론/모형

2절에서 획득한 데이터를 활용하여 붐대 구조의 취약점 분석을 위해 구조해석을 실시하였다. 유한요소 해석을 위해 ABAQUS를 활용하였으며 붐대 구조해석은 Fig. 5와 같이 실제 비행체와 동일한 치수의 붐대를 디자인하여 수행하였다. 해석을 위한 정보는 Table 4와 같다.
인장 시험의 기준은 ASTM D3039로 수행하였으며 시험결과는 Table 3과 같다. 각 10개의 시편으로 인장 시험 결과 최대하중은 평균 2.

성능/효과

2.1절~2.3절의 분석 결과 착지 충격으로 인해 홀에서 발생하는 응력이 붐대 재질의 인장강도보다 높아 파손이 발생하는 것으로 분석되었다. 파손을 방지하기 위한 품질 개선을 검토하였으며 홀의 위치를 이동하는 경우 비행체의 동체 내부의 장비와 구조적 간섭이 발생하여 조정이 불가하였다.
2가지 각기 다른 조건에서의 충격 시험 결과 붐대 파손은 발생하지 않았으며(Fig. 13) 이러한 결과를 보았을 때 설계보완이 타당하게 이루어졌음을 알 수 있다.
가장 강한 충격은 12.38 g, 최소 충격은 7.73 g, 평균 착륙 충격은 11.25 g인 것으로 분석되었다.
인장 시험의 기준은 ASTM D3039로 수행하였으며 시험결과는 Table 3과 같다. 각 10개의 시편으로 인장 시험 결과 최대하중은 평균 2.56 kN에서 파단이 발생하였으며 평균 인장강도는 397.50 MPa를 가진다.
물성치 확인 결과 현재 비행체에 사용된 복합재료는 일반적인 항공 산업에 사용되는 고품질 복합재료가 아닌 RC비행체와 같은 곳에 주로 사용하는 저가의 복합재료 임을 확인하였다.
여러 보완 방법 중 설계 보완 효과가 가장 높다고 판단한 보강재를 추가하는 방법으로 목표한 수준인 20g의 조건에서 구조해석을 수행하여 필요한 보강재의 두께를 분석하였다. 분석 결과를 붐대에 적용 결과 최대 충격의 약 1.5배인 20 g의 충격시험에서도 파손이 발생하지 않는 것을 확인하여 연구의 적절성을 검증하였다.
붐대 구조 해석 결과 붐대의 특정 위치에 있는 홀에서 집중응력이 발생하여 파손이 일어나는 것으로 분석이 되었다. 이 부위는(Fig.
비행체의 파손의 원인을 분석하기 위해서는 비행 중 가장 큰 힘이 발생하는 상황의 분석이 필요하였으며 본 연구에서는 상황 분석을 위해 비행 데이터를 활용하였다. 비행 데이터 확인 결과 3.5kg급의 비행체의 에어백 착륙은 최대 충격 12.38 g이며 평균적으로 11.25 g의 충격이 발생하는 것을 확인할 수 있다.
비행체에 탑재된 가속도 센서를 활용하여 측정하였으며 비행데이터의 정확성을 높이기 위해 총 10대의 비행체로 비행 시험을 실시하여 데이터를 추출하였다. 비행체 착륙에는 에어백을 활용하여 좁은 지형에도 착륙이 가능하도록 설계되어 있으며, 기록된 비행데이터 분석 결과 비행체가 받는 최대 충격은 착륙 중 발생하는 것으로 분석(Fig. 4)되었다. 에어백이 지면에 닿는 순간 Z방향으로 가장 큰 충격이 비행체에 가해지게 된다.
해석 결과 보강재의 두께가 0.2 ∼ 0.4 mm에서는 20 g의 충격에 파손이 발생할 가능성이 있는 것으로 예측된다.

후속연구

동체 착륙 방식은 강한 착지 충격 발생에 대비하여 에어백 활용, 충격 흡수 고무 장착 등 충격을 최소화 할 수 있는 설계를 채택하여 동체의 충격을 최소화하기 위해 노력하지만 예상치 못한 설계 결함, 제작 결함에 의해 비행체에 심각한 파손이 발생하여 비행이 불가능한 문제가 발생할 수 있다. 본 연구 대상인 소형 고정익 무인항공기도 에어백을 활용한 동체 착륙 후 동체와 연결하여 러더(Rudder)와 엘리베이터 (Elevator)를 지지하는 붐대(Tail boom)가 파손되는 사고가 지속적으로 발생하는 문제점이 있었다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	소형 무인항공기 장점을 활용하기 위해 사용되는 동체 착륙 방식의 구조적인 단점은?	이러한 소형 무인항공기의 장점을 활용하기 위해서는 동체 착륙 방식을 많이 사용하지만, 이러한 운용방식은 구조적인 단점도 존재 한다. 동체 착륙 방식은 강한 착지 충격 발생에 대비하여 에어백 활용, 충격 흡수 고무 장착 등 충격을 최소화 할 수 있는 설계를 채택하여 동체의 충격을 최소화하기 위해 노력하지만 예상치 못한 설계 결함, 제작 결함에 의해 비행체에 심각한 파손이 발생하여 비행이 불가능한 문제가 발생할 수 있다. 본 연구 대상인 소형 고정익 무인항공기도 에어백을 활용한 동체 착륙 후 동체와 연결하여 러더(Rudder)와 엘리베이터 (Elevator)를 지지하는 붐대(Tail boom)가 파손되는 사고가 지속적으로 발생하는 문제점이 있었다.
	무인항공기란?	무인항공기(UAV; unmanned aerial vehicle)는 조종사가 비행체에 직접 탑승하지 않고 지상에서 원격으로 통제 또는 자율항법장치 등으로 독립적, 자율적으로 지정된 임무를 수행할 수 있도록 개발된 항공체계를 의미한다.
	소형 정찰용 고정익 무인항공기의 장점은?	정 찰용 무인항공기는 무게에 따라 다시 분류할 수 있는데 그 중 2kg이상 25kg미만을 소형 무인항공기로 분류한다 [1]. 소형 정찰용 고정익 무인항공기는 크기가 작고 무게가 가벼워 구성 및 이동이 간단하며 협소한 지형에서의 운용도 충분히 가능하다. 이러한 장점을 활용하기 위해 소형 고정익 무인항공기 운용방식은 대다수가 투척이륙, 동체착륙 방식으로 간단한 이착륙이 가능하도록 설계하여 활용성을 극대화 한다.

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표제어: PCR

동의어: Packet Collision Rate

용어 설명 출처 목록 (6)

용어 설명: PCR은 세균 특이성이 있는 primer를 이용하여 적은 수의 세균이 있을지라도 쉽게 검출할 수 있는 유용한 방법이며, 이를 이용하여 구강 내 치면세균막이나 타액에서 직접 세균을 검출할 수 있게 되었다[8].

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