극초음속 비행체의 경우 고속으로 이동하는 유체와 구조물 표면사이의 마찰에 의해 공력 가열현상이 발생하며, 이로 인해 구조물의 강성이 저하되고 열 변형이 발생하게 된다. 이러한 물리적인 현상들은 비행체의 열공탄성학적인 불안정성을 초래할 수 있으며, 이와 더불어 구조물의 열적 안전성 감소시킬 수 있다. 이에 본 연구에서는 비행고도/비행시간/마하수를 변화시켜가며 공력열탄성학적 연계해석을 수행하고, 해석된 결과를 이용하여 구조물의 열적 안전성과 동적 안정성에 대해 고찰을 하였다. 구조물의 동적 안전성을 판별하기 위해 계산된 변위와 자동회귀이동평균 기법을 이용하였으며, 내열 안전성은 계산된 온도와 구조물의 녹는점을 비교를 통해 판별을 하였다. 이를 통해 극초음속 비행체의 구조 건전성을 확보하기 위한 설계 방향을 제시하였다.
극초음속 비행체의 경우 고속으로 이동하는 유체와 구조물 표면사이의 마찰에 의해 공력 가열현상이 발생하며, 이로 인해 구조물의 강성이 저하되고 열 변형이 발생하게 된다. 이러한 물리적인 현상들은 비행체의 열공탄성학적인 불안정성을 초래할 수 있으며, 이와 더불어 구조물의 열적 안전성 감소시킬 수 있다. 이에 본 연구에서는 비행고도/비행시간/마하수를 변화시켜가며 공력열탄성학적 연계해석을 수행하고, 해석된 결과를 이용하여 구조물의 열적 안전성과 동적 안정성에 대해 고찰을 하였다. 구조물의 동적 안전성을 판별하기 위해 계산된 변위와 자동회귀이동평균 기법을 이용하였으며, 내열 안전성은 계산된 온도와 구조물의 녹는점을 비교를 통해 판별을 하였다. 이를 통해 극초음속 비행체의 구조 건전성을 확보하기 위한 설계 방향을 제시하였다.
In hypersonic regime, the complicated interaction between the air and surface of aircraft results in intensive aerodynamic heating on body. Provided this phenomenon occurs on a hypersonic vehicle, the temperature of the body extremely increases. And consequently, thermal deformation is produced and ...
In hypersonic regime, the complicated interaction between the air and surface of aircraft results in intensive aerodynamic heating on body. Provided this phenomenon occurs on a hypersonic vehicle, the temperature of the body extremely increases. And consequently, thermal deformation is produced and material properties are degraded. Furthermore, those affect both the aerothermoelastic stability and thermal safety of structures significantly. With the background, thermal safety and dynamic stability are studied according to the altitude, flight time and Mach number. Based on the investigation, design guideline is suggested to guarantees the structural integrity of hypersonic vehicles in terms of both of thermal safety and dynamic stability.
In hypersonic regime, the complicated interaction between the air and surface of aircraft results in intensive aerodynamic heating on body. Provided this phenomenon occurs on a hypersonic vehicle, the temperature of the body extremely increases. And consequently, thermal deformation is produced and material properties are degraded. Furthermore, those affect both the aerothermoelastic stability and thermal safety of structures significantly. With the background, thermal safety and dynamic stability are studied according to the altitude, flight time and Mach number. Based on the investigation, design guideline is suggested to guarantees the structural integrity of hypersonic vehicles in terms of both of thermal safety and dynamic stability.
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문제 정의
따라서 본 연구에서는 극초음속 비행체의 구조설계 측면에서 각종 비행 환경에 따른 공력 가열 현상이 열적 안전성과 동적 안정성에 어떻게 영향을 미치는가에 대해 연구를 수행하였다.
본 연구에서는 다양한 비행 환경에 따라 공력 가열 현상이 극구조믈의 건전성을 보장할 수 있는 비행영역을 구하고, 해당 비행 임무 조건에서 극초음속 비행체의 구조 건전성을 확보하기 위한 설계 방향을 제시하였다.
본 절에서는 다양한 비행 환경에 따라 변화하는 공력 가열 현상이 극초음속 비행체 구조물의 열적 안전성과 동적 안정성에 어떻게 영향을 미치는가에 대해 고찰하였다. 다양한 비행 환경을 모사하기 위해 고도/마하수/비행시간을 변경하면서 해석을 수행하였다.
그리고 극초음속 비행체 구조물의 동적 불안정성은 시간응답 해석으로부터 계산된 변위응답과 자동회귀이동평균(ARMA) 기법을 이용하여 판별하였다[14,17,18]. 이렇게 구해진 열적 안전 영역과 동적 안정 영역을 고도 /시간/마하수에 대해 다이아그램 형태로 도시하고, 해당 비행 임무 조건에서 극초음속 비행체의 구조 건전성을 확보하기 위한 설계 방향을 제시하였다.
따라서 동적 안정성을 판정하기 위해서는 특정 비행조건에서의 비행임무 시간 동안 공력 가열량을 계산하고, 이를 통해 안정성 해석 시 공력가열에 따라 변화되는 강성행렬을 고려하여야 한다. 이에 본 연구에서는 변화된 강성행렬을 고려하여 시간영역 안정성해석을 수행하였다.
이에 시간 영역에서 구조물의 변위를 구하였으며, 특히 공력 가열이 극초음속 비행체 구조물의 동적 안정성에 미치는 영향을 고찰하기 위해, 공력 가열을 고려한 경우와 고려하지 않은 경우에 대해 해석하고 그 결과를 비교하였다. 그리고 극초음속 비행체 구조물의 동적 안정성을 판별하기 위한 과정을 Fig.
제안 방법
그리고 공력 가열을 고려한 극초음속 비행체의 동적 안정성을 계산하였다. 고도/마하수/비행시간을 변경해 가면서 해석을 수행하였으며, 고도별/비행시간별 플러터 발생 마하수를 Fig. 9에 다이어그램 형태로 도시하였다.
그리고 공력 가열을 고려한 극초음속 비행체의 동적 안정성을 계산하였다. 고도/마하수/비행시간을 변경해 가면서 해석을 수행하였으며, 고도별/비행시간별 플러터 발생 마하수를 Fig.
이때 해석에서 사용한 비행 조건의 범위는 기존 연구[31,32]에서 고려했던 비행 조건을 참조하여 설정하였다. 그리고 사용자 서브루틴인 UEL과 ABAQUS를 이용한 해석으로부터 단열재 Min-K의 온도가 녹는점에 도달하게 되는 한계 마하수를 구하고, MATLAB 의 cftool 함수를 이용하여 이에 대한 회귀모델을 식 (10)과 같이 구성하였다. Fig.
다양한 비행 환경을 고려할 수 있도록 비행시간/ 고도/마하수를 변화시켰으며, 이에 해당되는 조건에서의 공력 가열 현상을 고려한 극초음속 비행체의 공력/열/탄성학적 연계해석을 수행하였다. 그리고 연계 해석으로 계산된 구조물의 온도와 극초음속 비행체 구조물에 사용된 재료의 녹는점을 비교하여 극초음속 비행체의 열적 안전성을 판별하였다. 그리고 극초음속 비행체 구조물의 동적 불안정성은 시간응답 해석으로부터 계산된 변위응답과 자동회귀이동평균(ARMA) 기법을 이용하여 판별하였다[14,17,18].
Table 1에서 R, M, A는 각각 Rene 41, Min-K, Aluminum을 의미하며, 물성치가 온도에 따라 변하는 경우 f(T)로 표기하고, 이와 함께 참고문헌을 병기하였다. 그리고 이들 물성치와 기하학적 형상 을 바탕으로 유한요소 모델을 구성하였다. 그리고 Fig.
먼저 특정한 마하수/고도/받음각을 비행조건으로 설정한다. 그리고 피스톤 이론으로 구현된 공력 하중 요소와 함께 전체 유한요소 모델을 이용하여 동적(Dynamic) 해석을 수행한다. 동적 해석이 종료 되면, 특정 절점에서 계산된 변위를 해석 결과 파일로부터 추출하고, 추출된 변위와 ARMA를 이용하여 감쇠비를 추정한다.
다양한 비행 환경을 모사하기 위해 고도/마하수/비행시간을 변경하면서 해석을 수행하였다. 그리고 해당 조건에서 비행하는 극초음속 비행체의 구조 건전성을 고찰하기 위해, 2.2절과 2.3절에서 설명한 방법을 이용하여 해석을 수행하였다.
다양한 비행 환경을 고려할 수 있도록 비행시간/ 고도/마하수를 변화시켰으며, 이에 해당되는 조건에서의 공력 가열 현상을 고려한 극초음속 비행체의 공력/열/탄성학적 연계해석을 수행하였다. 그리고 연계 해석으로 계산된 구조물의 온도와 극초음속 비행체 구조물에 사용된 재료의 녹는점을 비교하여 극초음속 비행체의 열적 안전성을 판별하였다.
본 절에서는 다양한 비행 환경에 따라 변화하는 공력 가열 현상이 극초음속 비행체 구조물의 열적 안전성과 동적 안정성에 어떻게 영향을 미치는가에 대해 고찰하였다. 다양한 비행 환경을 모사하기 위해 고도/마하수/비행시간을 변경하면서 해석을 수행하였다. 그리고 해당 조건에서 비행하는 극초음속 비행체의 구조 건전성을 고찰하기 위해, 2.
다음으로는 공력 가열 유무에 따른 영향을 고찰하기 위해, 먼저 공력 가열 효과를 고려하지 않은 극초음속 비행체의 플러터 마하수를 계산하였다. 이를 위해 받음각 3°, 비행 고도 12km~20km로 설정하고 해석을 수행하였으며, 해석 결과로부터 얻은 고도별 플러터 발생 마하수를 Table 3에 제시하였다.
따라서 구조물의 변형에 따라 변화하는 공기력과 공력 가열에 의한 열유량을 모사하기 위하여, 본 연구진이 개발한 공력 열하중 요소[7]와 상용 CAE프로 그램인 ABAQUS를 이용하여 공력열탄성학적 연계 해석을 수행하였다. 공력 열하중 요소에서 사용한 공력 하중 모델은 국부피스톤 이론(Local Piston Theory)과 충격파-팽창파 이론(Shock-Expansion Theory)을 이용하여 모사하였다.
2에 도시한 것처럼 열 방호 시스템은 열 방호막(Heat Shield)과 단열재(Insulation)층으로 이루어져 있다. 본 연구에서는 구조 강성이 거의 없는 열 방호 시스템을 지지하기 위해, 열 방호막, 단열재, 외피(Skin)의 각 노드를 Fig. 2와 같이 강체 보(Rigid Beam)로 연결하였다.
이러한 방법들은 시간에 따라 계산된 구조물의 변위로부터 구조물의 진동 특성 관련된 진동수와 감쇠비를 추정하고, 추정된 감쇠비를 이용하여 안정성을 판별하는 방법이다. 본 연구에서는 기존 기법들에 대한 비교 연구 결과[18]를 토대로, ARMA를 이용하여 동적 안정성을 판별하였다.
본 연구에서는 열 방호시스템에 사용된 재료들 중에서 가장 낮은 녹는점을 갖는 Min-K의 녹는점 (1273K)를 열적 안전성의 기준값으로 설정하였다. 이러한 이유는 열 방호시스템으로 인해 연구대상의 내부 구조물까지 열전달이 잘 되지 않으며, 그로 인해 단열재의 온도가 녹는점에 더 빠르게 도달하기 때문이다.
Figure 3에는 경계조건을 도시하였다. 비록 실제 구동축의 비틀림 강성을 부가하면 더욱 현실적이겠지만, 이와 관련된 문헌자료가 부족하기 때문에 기존 연구[7,24]에 준하여 조종면 구동축에 해당되는 절점들의 모든 자유도를 구속하고, 날개 뿌리면(Wing Root)의 절점들은 y방향 변위를 구속하였다.
비행 조건은 기존 연구와 동일하게 고도 12000m, 받음각 0°로 설정하고, 구조 감쇠비가 양수에서 음수로 전환될 때까지 마하수를 변경해가면서 동적 안정성을 판별하였다.
우선 극초음속 비행체의 열적 안전성을 판별하기 위하여, 공력 열탄성학적 연계 해석을 수행하였다. 이때 초기온도는 297.
이때 초기온도는 297.15K, 받음각은 3°로 고정하였으며, 비행조건에 따른 영향을 고찰하기 위해 고도/마하수/비행시간을 변경하면서 해석을 수행하였다.
이를 위해 받음각 3°, 비행 고도 12km~20km로 설정하고 해석을 수행하였으며, 해석 결과로부터 얻은 고도별 플러터 발생 마하수를 Table 3에 제시하였다.
대상 데이터
유한요소 모델은 절점 2,812개로 모델링하였으며, 열 방호막과 단열재는 6노드 프리즘 요소 3,456개, 구조물의 외피(Skin)와 보강재는 삼각형 쉘 요소 3,430개를 사용하여 모델링을 수행하였다. 또한 본 연구진이 개발한 공력 열하중 요소[7] 1,728개를 조종면 위, 아래에 적용하였다.
본 연구 대상인 극초음속 비행체는 공력 가열 현상으로 인하여 구조물의 온도가 시간에 따라 변화하는 특성을 가지고 있다. 따라서 동적 안정성을 판정하기 위해서는 특정 비행조건에서의 비행임무 시간 동안 공력 가열량을 계산하고, 이를 통해 안정성 해석 시 공력가열에 따라 변화되는 강성행렬을 고려하여야 한다.
본 연구에서는 선행 연구[7]와 유사한 비행체 구조물을 연구대상으로 선정하였다. 대상의 기하학적 형상은 Fig.
3에는 내부에 배치한 보강재(Stiffener)의 위치를 도시하기 위해, 날개 윗면을 제거한 유한 요소 모델을 도시하였다. 유한요소 모델은 절점 2,812개로 모델링하였으며, 열 방호막과 단열재는 6노드 프리즘 요소 3,456개, 구조물의 외피(Skin)와 보강재는 삼각형 쉘 요소 3,430개를 사용하여 모델링을 수행하였다. 또한 본 연구진이 개발한 공력 열하중 요소[7] 1,728개를 조종면 위, 아래에 적용하였다.
데이터처리
본 연구에서 구현한 동적 안정성 판별 프로그램의 정확도를 검증하기 위해, 기존 연구[14]에서 수행한 2자유도 극초음속 비행체 조종면의 플러터 모델을 해석하고 기존 연구 결과와 비교하였다. 본 연구에서 구현한 동적 안정성 판별 프로그램의 정확도를 검증하기 위해, 기존 연구[14]에서 수행한 2자유도 극초음속 비행체 조종면의 플러터 모델을 해석하고 기존 연구 결과와 비교하였다.
이론/모형
따라서 구조물의 변형에 따라 변화하는 공기력과 공력 가열에 의한 열유량을 모사하기 위하여, 본 연구진이 개발한 공력 열하중 요소[7]와 상용 CAE프로 그램인 ABAQUS를 이용하여 공력열탄성학적 연계 해석을 수행하였다. 공력 열하중 요소에서 사용한 공력 하중 모델은 국부피스톤 이론(Local Piston Theory)과 충격파-팽창파 이론(Shock-Expansion Theory)을 이용하여 모사하였다. 그리고 공력 가열에 의해 발생하는 열유량은 에커트 기준 온도법(Eckert Reference Temperature Method)을 이용하여 모사하였다[7].
공력 열하중 요소에서 사용한 공력 하중 모델은 국부피스톤 이론(Local Piston Theory)과 충격파-팽창파 이론(Shock-Expansion Theory)을 이용하여 모사하였다. 그리고 공력 가열에 의해 발생하는 열유량은 에커트 기준 온도법(Eckert Reference Temperature Method)을 이용하여 모사하였다[7].
그리고 연계 해석으로 계산된 구조물의 온도와 극초음속 비행체 구조물에 사용된 재료의 녹는점을 비교하여 극초음속 비행체의 열적 안전성을 판별하였다. 그리고 극초음속 비행체 구조물의 동적 불안정성은 시간응답 해석으로부터 계산된 변위응답과 자동회귀이동평균(ARMA) 기법을 이용하여 판별하였다[14,17,18]. 이렇게 구해진 열적 안전 영역과 동적 안정 영역을 고도 /시간/마하수에 대해 다이아그램 형태로 도시하고, 해당 비행 임무 조건에서 극초음속 비행체의 구조 건전성을 확보하기 위한 설계 방향을 제시하였다.
성능/효과
그리고 구성한 회귀모델의 정확도를 확인하기 위하여 계산한 결정계수(R2)는 0.9953이었고, 이를 통해 제시한 회귀모델이 적합하게 구성되었다는 것을 확인하였다.
공력/열/탄성학적 연계 해석이 종료되면, 이로부터 얻은 온도장과 변위장을 초기조건 부여한 후 앞서와 유사하게 공력 하중 요소를 이용하여 동적 해석을 수행하게 된다. 그리고 동적 해석이 종료되면 결과 파일로부터 변위를 추출하고, 추출한 변위에 대해 ARMA를 적용하여 구조물의 동적 안정성을 판별하게 된다.
1로 계산되었다. 그리고 본 연구에서 피스톤 이론으로 계산한 플러터 발생 마하수는 11.9로 계산되어, 본 연구에서 구현한 프로그램의 신뢰성을 확보하였다.
이러한 이유는 열 방호시스템으로 인해 연구대상의 내부 구조물까지 열전달이 잘 되지 않으며, 그로 인해 단열재의 온도가 녹는점에 더 빠르게 도달하기 때문이다. 따라서 공력/열/탄성학적 연계 해석을 통해 계산된 비행체 구조물의 온도가 Min-K의 녹는점보다 높게 계산되면 열적 안전성을 확보하지 못하는 것으로 판별하였다.
이를 위해 받음각 3°, 비행 고도 12km~20km로 설정하고 해석을 수행하였으며, 해석 결과로부터 얻은 고도별 플러터 발생 마하수를 Table 3에 제시하였다. 해석 결과 고도가 증가할수록, 비행체의 플러터 마하수가 증가하는 것을 확인할 수 있다. 이는 고도가 높아짐에 따라 공기의 밀도가 낮아지고, 이로 인하여 구조물에 작용하는 동압이 작아지기 때문이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
극초음속 유동장에서 발생하는 공력 가열현상을 고려해야 하는 이유는?
이러한 극초음속 비행체를 개발하기 위해서는 극초음속 유동장에서 발생하는 공력 가열현상을 반드시 고려하여야 한다[1]. 그 이유는 공력 가열로 인해 구조물에 극심한 열이 가해지면 상승된 온도로 인해 구조물의 강성이 저하되고[7,8], 이는 구조물의 동적 거동에 영향을 줄 뿐만 아니라[9], 공력 가열이 없으면 동적 불안정 현상이 발생하지 않을 비행조건에서 도 동적 불안정성 현상인 플러터를 야기할 수 있기 때문이다[10]. 그리고 공력 가열 현상으로 인하여 구조물이 녹을 수도 있다[11].
Min-K의 녹는점은?
본 연구에서는 열 방호시스템에 사용된 재료들 중에서 가장 낮은 녹는점을 갖는 Min-K의 녹는점 (1273K)를 열적 안전성의 기준값으로 설정하였다. 이러한 이유는 열 방호시스템으로 인해 연구대상의 내부 구조물까지 열전달이 잘 되지 않으며, 그로 인해 단열재의 온도가 녹는점에 더 빠르게 도달하기 때문이다.
본문에서 다양한 비행 환경을 고려하여 변수로 설정한 것은?
다양한 비행 환경을 고려할 수 있도록 비행시간/ 고도/마하수를 변화시켰으며, 이에 해당되는 조건에서의 공력 가열 현상을 고려한 극초음속 비행체의 공력/열/탄성학적 연계해석을 수행하였다. 그리고 연계 해석으로 계산된 구조물의 온도와 극초음속 비행체 구조물에 사용된 재료의 녹는점을 비교하여 극초음속 비행체의 열적 안전성을 판별하였다.
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