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문제 정의
- 이에 비해 날개의 공력특성 중 하나인 양력계수(Lift coefficient)는 익형 (airfoil) 의 외형 (shape)에 의해 결정된다. 따라서, 본 논문에서는 내부 구조물의 1차 고유진동수(first mode natural frequency)가 일정범위 내에 존재하면서 양력계수는 최대가 되고 날개의 전체 무게가 최소가 되도록 하는 다 분야 통합최적 설계 문제를 선정했다.
- 본 논문에서는 앞서 설명한 방법론에 적용할 다분야 통합 최적 설계의 예로 회전익 항공기 날개 (rotorcraft blade)의 최적설계 문제를 선택하였다. 회전익 항공기 날개의 단면을 살펴보면 Fig.
- 또한 CO 기법에서는 각 하부구조의 목적함수가 일정한 형식으로 제한 받기 때문에 해당 설계전문가 들의 의견이 전체 설계에 충분히 반영되기 어려웠다. 이에 따라, 본 논문에서는 하부구조 분리에 의한 MD0 방법의 장점을 유지하면서 추가적인 해석에 따른 설계비용의 증가를 최소화하는 다분야 통합최적 설계 방법을 제시하고 이 방법을 이용하여 구조 및 유체연성의 설계문제를 해결하여 그 타당성을 검증하도록 하겠다.
가설 설정
- 구조해석을 포함하는 하부구조 2 에서는 날개 내부 구조물을 일정한 단면형상을 갖는 외팔보 (cantileverbeam)로 가정흐卜였다. 그리고, 목적함수는 전체 구조물의 무게를 최소화하고 1 차 고유진동수(®)가 일정 범위 내에 존재하도록 하는 구속조건을 갖는 최적화 문제로 선정하였다.
- 이때, '。峽 의 범위는 식 (ID과 같다. 그리고 내부 구조물의 폭 (Width) 은 일정하다고 가정했으며, 구조물은 날개 단면의 일정 지점에 위치한다고 가정하였다.
- 이때, 분해된 각 하부구조 사이의 분야간 연관성은 분야간 변수 (interdisciplinary design variables)에 의해 유지된다. 그리고, 분야 간 변수는 각 하부구조에서는 고정된 인자 (fixed parameter)로 가정된다. 따라서, 최종적으로 구성된 하부구조 들은 분야간 변수를 고정인자로 갖는 독립된 설계문제를 갖게 된다.
- 제작하여 사용했다. 이때, 각 요소는 Hermitian beam element⑴로 가정했고, 유한요소 해석에 의해 얻어진 전체 질량 행렬(global mass matrix)와 전체 강성 행렬(global stiffness matrix)를이용하여 QR 분해 법 (QR decomposition)⑹으로 고유치를 계산하였다. 또한 구조물의 재료로는 알루미늄 (alloy 1100-H14)의 물성치를 사용하였다.
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