초경량 항공기 구조의 날개 보로 사용되는 원통형 복합재료 날개 보는 굽힘 모멘트와 전단하중을 동시에 받고 있는 구조물이다. 하지만 기존의 일반 원통형 보는 상하부의 굽힘 모멘트, 좌우부의 전단하중을 지지하는 구조적 특성을 고려하지 못하므로 비효율적일 수 있다. 따라서 섬유각 또는 복합재료를 적절히 배열하여 효율적으로 구조물을 만드는 것이 필요하다. 본 연구에서는 원통형 복합재료 보의 굽힘강도와 전단강도의 증가를 위해 보의 단면을 상하좌우로 분할하여 적층순서를 달리함으로써 효율적인 하중지지가 가능하게 하였다. 상용 프로그램 MSC/NASTRAN을 이용한 구조해석을 통해 원호 분할각과 섬유각에 따른 수직변위, 수직변형률, 전단변형률 계산하였다. 계산 결과에 따르면 새롭게 제안된 원통형 보의 분할각과 섬유 방향각을 선택하여 구조 강도를 증가시킬 수 있음을 제시하였다.
초경량 항공기 구조의 날개 보로 사용되는 원통형 복합재료 날개 보는 굽힘 모멘트와 전단하중을 동시에 받고 있는 구조물이다. 하지만 기존의 일반 원통형 보는 상하부의 굽힘 모멘트, 좌우부의 전단하중을 지지하는 구조적 특성을 고려하지 못하므로 비효율적일 수 있다. 따라서 섬유각 또는 복합재료를 적절히 배열하여 효율적으로 구조물을 만드는 것이 필요하다. 본 연구에서는 원통형 복합재료 보의 굽힘강도와 전단강도의 증가를 위해 보의 단면을 상하좌우로 분할하여 적층순서를 달리함으로써 효율적인 하중지지가 가능하게 하였다. 상용 프로그램 MSC/NASTRAN을 이용한 구조해석을 통해 원호 분할각과 섬유각에 따른 수직변위, 수직변형률, 전단변형률 계산하였다. 계산 결과에 따르면 새롭게 제안된 원통형 보의 분할각과 섬유 방향각을 선택하여 구조 강도를 증가시킬 수 있음을 제시하였다.
A circular composite spar in the wing of ultra-light aircraft is subjected to both bending moment and transverse shear loads. However, the beam being used in the aircraft may be inefficient because the design would not take into account the characteristics of the circular tube that supports the bend...
A circular composite spar in the wing of ultra-light aircraft is subjected to both bending moment and transverse shear loads. However, the beam being used in the aircraft may be inefficient because the design would not take into account the characteristics of the circular tube that supports the bending moment in top and bottom arc parts and the transverse load in left and right ones. Therefore, it is necessary to efficiently fabricate the circular tube beam by properly selecting the stacking sequences or the laminated composite structure. In order to increase both bending and transverse shear strengths of the beams, in this study, a cross-section of circular tube is divided into four arcs: top, bottom, left and right ones. The commercial program, MSC/NASTRAN is used to calculate vertical displacement and the normal and shear strains with variation of parameters such as division angle of arc and fiber orientation. Based on the results, the effective parameters for the new circular composite beam are presented to increase its bending and shear strengths.
A circular composite spar in the wing of ultra-light aircraft is subjected to both bending moment and transverse shear loads. However, the beam being used in the aircraft may be inefficient because the design would not take into account the characteristics of the circular tube that supports the bending moment in top and bottom arc parts and the transverse load in left and right ones. Therefore, it is necessary to efficiently fabricate the circular tube beam by properly selecting the stacking sequences or the laminated composite structure. In order to increase both bending and transverse shear strengths of the beams, in this study, a cross-section of circular tube is divided into four arcs: top, bottom, left and right ones. The commercial program, MSC/NASTRAN is used to calculate vertical displacement and the normal and shear strains with variation of parameters such as division angle of arc and fiber orientation. Based on the results, the effective parameters for the new circular composite beam are presented to increase its bending and shear strengths.
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문제 정의
본 연구에서는 중량증가 없이 날개 하중을 효율적으로 지지하는 새로운 단면분할 원통형 복합재료 보를 제시한다. 원통형 보의 단면의 원주를 4개로 분할하여 상하부는 굽힘 모멘트를 효율적으로 지지하도록 0° 단층으로 보강하고, 측면부는 전단하중을 효율적으로 지지하는 45° 단층을 보강하는 적층순서를 선택할 수 있도록 하였다.
본 연구에서는 초경량 항공기에 많이 사용되는 원통형 복합재료 보의 구조적 효율성을 높이기 위한 새로운 형태의 설계를 제시하였다. 원통형 보의 단면을 상하좌우로 4분하여 상하부는 굽힘강성을 증가시키고 좌우부는 전단강성 증가시켜 일반적인 Ⅰ형 보스파의 플랜지와 웹 설계에서 활용되는 방법을 적용하였다.
가설 설정
6에 제시되었다. 섬유각이 0°와 90°일 때를 제외 하곤 [θ8]과 [(+θ/-θ4)]원통 보의 변형률이 섬유각에 따라 차이가 나고 있다. 이는 [(+θ/-θ4)]인 원통의 수직응력과 전단응력의 연성 항인 A16와 A26가 영인 반면에 [θ8]인 원통은 그렇지 않기 때문이다.
제안 방법
날개 뿌리를 고정지지로 간주하여 원주를 따라 6 자유도 모두 구속하였다. 보의 길이(l = 1m)가 집중하중의 작용점(# = 5.
125mm를 사용하였다. 복합재료 적층판은 단층의 섬유각에 따라 응력이 변하여 단층마다 강도를 평가하는 번거로움이 있어 본 연구에서는 변형률 강도를 사용하여 단순화 한다.
본 연구에서는 초경량 항공기에 많이 사용되는 원통형 복합재료 보의 구조적 효율성을 높이기 위한 새로운 형태의 설계를 제시하였다. 원통형 보의 단면을 상하좌우로 4분하여 상하부는 굽힘강성을 증가시키고 좌우부는 전단강성 증가시켜 일반적인 Ⅰ형 보스파의 플랜지와 웹 설계에서 활용되는 방법을 적용하였다. 새로운 원통형 복합재료 보의 구조해석에는 MSC/NASTRAN을 이용하였으며 섬유각의 변화와 측면각의 변화에 따른 수직변위, 굽힘에 의한 수직변형률, 전단변형률 등을 계산하여 구조 거동을 분석하였다.
본 연구에서는 중량증가 없이 날개 하중을 효율적으로 지지하는 새로운 단면분할 원통형 복합재료 보를 제시한다. 원통형 보의 단면의 원주를 4개로 분할하여 상하부는 굽힘 모멘트를 효율적으로 지지하도록 0° 단층으로 보강하고, 측면부는 전단하중을 효율적으로 지지하는 45° 단층을 보강하는 적층순서를 선택할 수 있도록 하였다. 구조해석의 대상 날개는 항공우주연구원이 주관한 인간동력 항공기대회에 참가한 울산대학교 인간동력기의 제원을 갖는다.
대상 데이터
참고문헌[2]에서 인용한 Fig. 1과 같이 차세대 전투기 F-35의 기체중량 35%가 복합재료로 제작되었으며 미래의 항공기에는 여객기와 전투기의 구분 없이 복합재료 사용이 날로 증가하고 있다.
본 논문에서 적층순서에서 상첨자가 없으면 일방향 프리프레그를 나타내고 상첨자 F는 직조 프리프레그를 나타낸다. 2014년 제2회 인간동력 항공기 경진대회에서 최고상을 수상한 울산대 팀[7]의 날개 스파에는 [02/45F/0F/45F/02] 적층순서를 갖는 원통형 보가 사용되었다.
원통형 보의 단면의 원주를 4개로 분할하여 상하부는 굽힘 모멘트를 효율적으로 지지하도록 0° 단층으로 보강하고, 측면부는 전단하중을 효율적으로 지지하는 45° 단층을 보강하는 적층순서를 선택할 수 있도록 하였다. 구조해석의 대상 날개는 항공우주연구원이 주관한 인간동력 항공기대회에 참가한 울산대학교 인간동력기의 제원을 갖는다. 구조해석에는 상용 프로그램인 MSC/NASTRAN을 이용하였으며 적층순서, 섬유각과 단면분할 측면각의 변화에 따른 원통형 스파의 수직변위와 변형률을 계산하였다.
본 연구에서 사용된 복합재료의 물성치는 인간동력 항공기 대회의 기체에 사용된 값들로 Table 1에 제시되었다. 단, 참고문헌 [4]에 제시된 일방향 프리프레그의 두께는 0.
인간동력 항공기에 사용된 적층순서 [04/45F/0F]S를 기준으로 하여 원통 단면을 4개로 나누어 Table 2와 같은 적층순서를 갖는 날개 스파의 구조특성을 파악하였다. 적층순서에서 상첨자 F는 직조 단층(Fabric Ply)을 의미하고 마지막 섬유각의 밑줄은 중앙대칭 단층을 나타낸다.
데이터처리
구조해석의 대상 날개는 항공우주연구원이 주관한 인간동력 항공기대회에 참가한 울산대학교 인간동력기의 제원을 갖는다. 구조해석에는 상용 프로그램인 MSC/NASTRAN을 이용하였으며 적층순서, 섬유각과 단면분할 측면각의 변화에 따른 원통형 스파의 수직변위와 변형률을 계산하였다. 계산 결과에 따르면 본 연구에서 새롭게 제안한 단면분할 원통형 복합재료 스파는 중량증가 없이 기존의 원통형 스파보다 효율적으로 하중을 지지할 수 있음을 제시하였다.
상용 프로그램인 MSC/NASTRAN을 이용하여 원통형 복합재료 보의 구조해석을 수행하였다. 계산시간을 줄이고 효율적인 해석을 위해 수직응력이 최대인 날개뿌리 근방의 원통만을 선택하여 l = 1m, d = 0.
원통형 보의 단면을 상하좌우로 4분하여 상하부는 굽힘강성을 증가시키고 좌우부는 전단강성 증가시켜 일반적인 Ⅰ형 보스파의 플랜지와 웹 설계에서 활용되는 방법을 적용하였다. 새로운 원통형 복합재료 보의 구조해석에는 MSC/NASTRAN을 이용하였으며 섬유각의 변화와 측면각의 변화에 따른 수직변위, 굽힘에 의한 수직변형률, 전단변형률 등을 계산하여 구조 거동을 분석하였다.
성능/효과
특히 전단강도는 충분한 안전여유를 갖은 결과를 토대로 좌우 측면부 원호의 각도가 5~30°인 범위에서 구조적 효율성이 매우 높음을 확인할 수 있었다. 결론적으로 본 연구에서 새롭게 제안한 단면분할 원통형 복합재료 스파는 기존에 통용되는 일반 원통형 복합재료 스파보다 매우 효율적으로 하중을 지지할 수 있다.
구조해석에는 상용 프로그램인 MSC/NASTRAN을 이용하였으며 적층순서, 섬유각과 단면분할 측면각의 변화에 따른 원통형 스파의 수직변위와 변형률을 계산하였다. 계산 결과에 따르면 본 연구에서 새롭게 제안한 단면분할 원통형 복합재료 스파는 중량증가 없이 기존의 원통형 스파보다 효율적으로 하중을 지지할 수 있음을 제시하였다.
구조해석 결과에 따르면 예상한 대로 원통형 보의 상하부에는 0° 섬유각이 효율적이며, 좌우 측면부에는 45° 섬유각이 효율적인 것으로 나타났다. 특히 전단강도는 충분한 안전여유를 갖은 결과를 토대로 좌우 측면부 원호의 각도가 5~30°인 범위에서 구조적 효율성이 매우 높음을 확인할 수 있었다.
구조해석 결과에 따르면 예상한 대로 원통형 보의 상하부에는 0° 섬유각이 효율적이며, 좌우 측면부에는 45° 섬유각이 효율적인 것으로 나타났다. 특히 전단강도는 충분한 안전여유를 갖은 결과를 토대로 좌우 측면부 원호의 각도가 5~30°인 범위에서 구조적 효율성이 매우 높음을 확인할 수 있었다. 결론적으로 본 연구에서 새롭게 제안한 단면분할 원통형 복합재료 스파는 기존에 통용되는 일반 원통형 복합재료 스파보다 매우 효율적으로 하중을 지지할 수 있다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
복합재료는 금속재료와 비교했을 때 어떤 특성을 가지는가?
복합재료(Composite Materials)는 기존의 금속재료 보다 높은 비강도, 비강성 및 좋은 피로 특성을 가지고 있다. 또한 직교 이방성을 이용한 섬유 방향각 및 적층 수, 적층순서 등 설계자의 요구조건에 합당한 구조물을 제작 할 수 있는 장점이 있어 항공우주 구조, 자동차 부품, 선박, 스포츠 용품 등 다양한 분야에서 사용되고 있다.
섬유각 에서 전단변형률의 최대치는 언제 나타나는가?
11에 제시되었는데 특정 섬유각에서 측면각의 변화가 전단변형률의 최대값에 미치는 영향은 크지 않은 것으로 나타나고 있다. 모든 섬유각 에서 전단변형률의 최대치는 Øp = 15°인 경우에 나타나고 있음을 볼 수 있다. 섬유각에 대해 전체적으로 Øp = 55°일 때 전단변형률의 최대값이 가장 작게 나타나고 있음도 관찰할 수 있다.
원통형 복합재료 날개 보가 초래할 수 있는 문제점은?
초경량 항공기 구조의 날개 보로 사용되는 원통형 복합재료 날개 보는 굽힘 모멘트와 전단하중을 동시에 받고 있는 구조물이다. 하지만 기존의 일반 원통형 보는 상하부의 굽힘 모멘트, 좌우부의 전단하중을 지지하는 구조적 특성을 고려하지 못하므로 비효율적일 수 있다. 따라서 섬유각 또는 복합재료를 적절히 배열하여 효율적으로 구조물을 만드는 것이 필요하다.
참고문헌 (9)
Hale, J., "Boeing 787 from the Ground Up," The Boeing Company Aero Quarterly, Issue 24, Quarter 04, 2006, pp. 17-23.
Tomblin, J., "Overview of Composite Material Trends in Aviation Manufacturing," National Institute for Aviation Research, Wichita State University, 2006.
Schoeberl, E., "From Sunrise to Solar-Impulse 34 Years of Solar Powered Flight," Technical Soaring, Vol. 32, No. 4, 2008, pp. 115-121.
Shin, J. W., et al., "Structural Development for Human Powered Aircraft," Journal of the Korean Society for Aviation and Aeronautics, Vol. 21, No. 1, 2013, pp. 62-67.
Hwang, S. J., Kim, S. G., and Lee, Y. G., "Developing High Altitude Long Endurance Solarpowered Unmanned Aerial Vehicle," Journal of Aerospace System Engineering, Vol. 10, No. 1, 2016, pp. 59-65.
Nam, H. W., et al., "Design and Manufacturing of Human Powered Aircraft," Capstone Project Report, University of Ulsan, 2013, pp. 5-7.
Lee, C. R., et al., "HPA Structure Design and Power Measurement," Aerospace Engineering and Technology, Vol. 12, No. 2, 2013, pp. 209-220.
Shin, J. W., Park, S. W., Lee, M. H., and Kim, T. U., "Light Wing Spar Design for High Altitude Long Endurance UAV," Journal of the Korean Society for Aviation and Aeronautics, Vol. 22, No. 2, 2014, pp. 27-33.
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