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문제 정의
- 이 논문에서는 현재 연구중인 스마트무인기의 상세모델에 대한 효과적인 해석결과도출을 위해 기존의 상용해석 프로그램과 자체개발한프로그램을 바탕으로 효율적인기 반가진전산진동해석체계를 구축하였다. 이를 바탕으로 상세설계스마트무인기에 대한 진동해석을 수행하였으며틸 팅각 및 연료조건에 따라 탑재장비에 유발되는 가속도 수준을 해석 및 분석하였다 .
가설 설정
- 또한 #는렬, 일반화된 감쇠행렬, #는 일반화된 강성행렬을 의미한다 단.,일반화 감쇠행렬의 경우는 실용성을 위해 비례감쇠 (proportional damping) 개념을 도입하여대 각화되도록 처리하였으며 , 보수적인 해석결과를 위해 각 모드별로 3% 의감쇠비 (damping ratio) 를 가정하여 적용하였다 .(3~5).
제안 방법
- 있다 . 각각의 집중질량들은 MSC/NASTRAN 의 RBE2 와 RBE3 요소를 활용하여인접한 주요구조 지지부에 연결하였다 . 경계조건은 비행상태의 진동 및 공 탄성 환경을 모사하기 위해 free-free 조건으로 처리하였다 .
- 5 는 감지기 지지구조의 FE Model 과 전기체 모델에 장착되어 있는 감지기 지지구조 형상이다 . 감지기 지지구조를 3 차원 전기체 형상에 직접 장착하여 장착 장비를 장착하기 전후의 가속도 수준이 어떻게 변하는 지에 대한 해석을 수행하였다 . Table 1 은 틸팅각 0° 이며 , 연료가 거의 없는 조건일 때의 감지기에 대한 가속도 RMS 값을 나타내었다 .
- 각각의 집중질량들은 MSC/NASTRAN 의 RBE2 와 RBE3 요소를 활용하여인접한 주요구조 지지부에 연결하였다 . 경계조건은 비행상태의 진동 및 공 탄성 환경을 모사하기 위해 free-free 조건으로 처리하였다 . 조종면 연결부분은 등가 회전스프링으로 모델링하고 회전 강성을 부여하여 조종면의 독립적인 회전운동이 고려될 수 있도록 처리하였다.
- 또한 틸트로터 항공기의 정확한 진동 수준을 예측하기위하여 , 기존에 생성된 동적허브하중뿐아니라 로터후류효과와유동이 날개에 유발 하는 동적하중을 함께 고려하였다 .( 참고문헌 ) 헬리콥터모드 , 천이모드 , 항공기모드의 3 가지 비행모드 효과와 각 비행 조건에 따른 연료 조건을 고려하여 또한 , 각종첨단전자/ 제어 장비들의 3차원 구조형상을 고려하여 장착장비들의 진동환경을 예측해보고 설계요구조건과 비교하여 다양한 비행환 경에서 정상적인 작동을 보장받을수있는지 검토해야 하였 다 .
- 본 연구에서는 3 차원 지지구조 형상을 고려한 탑재 장비( 감지기 , 엔진) 의 진동 해석을수행하였다 . 일반적으로 장착 장비를 집중질량으로 설정하여 RBE 요소를 결합하는 반면 , 진동해석 결과의 정확도를 높이기 위하여 3 차원 지지구조 형상을 고려하여 해석을 수행하였다.
- 본 연구에서는 개발 중인 스마트 무인기 TR-S5-04 모델을 상용프로그램인 MSC/NASTRAN 과 자체 개발한 프로그램을 병합하여 해석을 수행하였다 . 본 유한요소 모델 (TR-S5-04) 의 경우내부의연료를 포함한 총질량이 951 kg 이며 , 구조질량 180 kg 과 비구조질량 772 kg 으로구성되어있다 .
- 연료가 거의 없는 조건에서 틸팅각 0° 와 90° 일 때의 변위 주파수를 표현하였다 . 엔진 진동요구도의 안전성을 파악하기 위하여 엔진의 변위 주파수 외에도 변위의 최대값 , 속도 , 가속도를 구하여 NOMO- Graph 를작성하였다 .
- 8 은 엔진 장착부에 3 차원 지지 구조 형상이 부착되어 있는 FE 모델과 CATIA 형상이다 . 엔진은 집중질량( 비구조질량) 으로 엔진 장착부에서 RBE 요소를 사용하여 진동해석을 수행하였고 , 3 차원 지지구조 형상을 고려하여 진동해석을 수행하였다.
- 동체의 연료는 203 kg 이며 , 주날개에 73kg 의연료를추가할경우총연료는 280kg 이 된다 . 연료의 경우에는 날개와 동체부에 분포 질량으로 모델링하였다 . 또한 엔진이 115 kg, 임무장비가 16.
- 이 논문에서는 회전하는 로터에 의해 유발되는 동적하중 뿐만아니라 로터의 후류에 의해 발생되는 공력하중 및 외 부유동에 의한 하중을 모두 고려하였으며 , 후류에 의한 하중 영향은 날개 위/ 아래 면에 작용하는 시간에 대한 동적 압력을 전산유체해석기법으로 구한 후 유한요소 하중으로 변환하여 적용하였다.
- ( 참고문헌 ) 헬리콥터모드 , 천이모드 , 항공기모드의 3 가지 비행모드 효과와 각 비행 조건에 따른 연료 조건을 고려하여 또한 , 각종첨단전자/ 제어 장비들의 3차원 구조형상을 고려하여 장착장비들의 진동환경을 예측해보고 설계요구조건과 비교하여 다양한 비행환 경에서 정상적인 작동을 보장받을수있는지 검토해야 하였 다 . 이 연구에서는 효율적인 전산진동해석을 위해 상용 유한요소해석프로그램인 MSC/NASTRAN 을 사용하여 해석체계를 구축하였고 이를 활용하여 실제 설계중인 복합재료스마트무인기에 대한 동적유한요소모델링과 관련진동해 석을 수행하였으며 진동특성 및 안전성을 검토하였다.
- 이논문에서는 2006 년개발중인무인기 (TR-S5) 의 상세설계모델에 대한 동적 유한 요소 모델을 생성하고 , 전산 진동해석을 수행하여 특성을 분석하였다 . 또한 틸트로터 항공기의 정확한 진동 수준을 예측하기위하여 , 기존에 생성된 동적허브하중뿐아니라 로터후류효과와유동이 날개에 유발 하는 동적하중을 함께 고려하였다 .
- 이를 바탕으로 상세설계스마트무인기에 대한 진동해석을 수행하였으며틸 팅각 및 연료조건에 따라 탑재장비에 유발되는 가속도 수준을 해석 및 분석하였다 . 해석 결과를 검토해볼 때 감지기 및 엔진 지지구조 형상을 고려하기 전/ 후 모두 장비의 인증조건을 만족하는 것으로 나타났다 .
- 이를 바탕으로 주파수 및 변위 , 속도 , 가속도를 이용하여 엔진의 NOMO-Graph 를분석하였다 .Fig.
- 본 유한요소 모델 (TR-S5-04) 의 경우내부의연료를 포함한 총질량이 951 kg 이며 , 구조질량 180 kg 과 비구조질량 772 kg 으로구성되어있다 . 장착되어있는 시스템 장비는 집중 질량 개념의 비구조 유한요소로 모델링 되었다 . 현재 설계된 스마트 무인기는 동체를 비롯하여 날개 , 조종 면 등 대부분의 구조가 복합재료로 설계되어 있다 .
- 경계조건은 비행상태의 진동 및 공 탄성 환경을 모사하기 위해 free-free 조건으로 처리하였다 . 조종면 연결부분은 등가 회전스프링으로 모델링하고 회전 강성을 부여하여 조종면의 독립적인 회전운동이 고려될 수 있도록 처리하였다.
- 진동해석 결과의 정확도를 높이기 위하여 엔진 장착부의 3 차원지지구조형상도고려하여엔진의진동해석을 수행하였다 . Fig.
대상 데이터
- 병합하여 해석을 수행하였다 . 본 유한요소 모델 (TR-S5-04) 의 경우내부의연료를 포함한 총질량이 951 kg 이며 , 구조질량 180 kg 과 비구조질량 772 kg 으로구성되어있다 . 장착되어있는 시스템 장비는 집중 질량 개념의 비구조 유한요소로 모델링 되었다 .
- 스마트 무인기 (TR-S5-04) 에 대한 3 차원 동적 유한 요소 모델은 상용프로그램인 MSC/PATRAN 을 활용하였고 , 현재 유한요소 모델의 경우 31, 623 개의 격자점과 34, 183 개의 요소 (CBAR, CELAS1, CHEXA, CONM2, CQUAD4, CROD, CTRIA3, RBE2, RBE3) 로 이루어져 있으며 , 이 중 235 개의 비구조질량 (CONM2) 를 포함하고 있다 . 각각의 집중질량들은 MSC/NASTRAN 의 RBE2 와 RBE3 요소를 활용하여인접한 주요구조 지지부에 연결하였다 .
이론/모형
- 기반가진을 하였을 경우 3 차원 전기체 모델과 지지구조 형상이 결합하는 지점의 시간에 따른 변위를 구하여 지지 구조 형상만 고려한 경우에 Large-Mass 방법을 이용하여 적용하였다 . Fig.
- 이 전 모델인 TR-S5-03 에서는동체및좌/ 우주 날개에 각각의 연료탱크를 가지고 있었으나 , 현재의 설계개념에서는 동체에만 6 개의 연료탱크를 가지고 있다 . 본 연구에서는 현재의 설계개념을 따르면서 이전 모델의 연료분포 방법도 적용하였다 . 동체의 연료는 203 kg 이며 , 주날개에 73kg 의연료를추가할경우총연료는 280kg 이 된다 .
성능/효과
- 그리고 Table 1 과 Table 2 의결과 값을 참고하면 3 차원 지지구조 형상을 고려한 경우가 지지구조 형상을 고려하지 않은 경우 (RBE) 보다 가속도의 RMS 값이 약간 크게 나타나는 것을 확인하였다. 그리고 감지기 상세 지지구조를 기반 가진시킨 결과 3 방향 동시 가진시킨 결과 전기체 모델에 3 차원 지지구조를 장착한 경우와 가속도 RMS 수준이 비슷하게 나타났다 . 이를 이용하여 차후에 감쇠기를 설치하였을 경우에는 전기체 모델을 해석할 필요 없이 상세모델의 해석으로 해석시간을 대폭 줄일 수 있을 뿐만 아니라 결과값의 신뢰도도 높일 수 있다 .
- 기반가진에서 구조질량에 비해 질량의 크기가 상대적으로 더 커질수록 결과의 정확도는 좋아진다. 106은 수치 정확성을 위해서 사용되는 계수이며 , 질량 변위자가 유도의 경우 전체 구조질량에 비해 대략 106배 정도 크고, 회전 자유도의 경우에는 전체 구조의 질량 관성 모멘트의 106정도 크게 하는 것이 좋다.
- 본 그래프에서 나타난 것처럼 기반가진으로입력된 변위가 3 차원 전기체 모델의 지지구조와 결합되는 곳에서 나타나는 변위와 일치하는 것을 볼 수 있다. 다른 연료조건 및 틸팅각에 따른 변위의 대조 그래프는 지면 관계상 표시하지 않았지만 기반 가진에입력한변위와 기반가진을 받은 변위가 일치하는 것을 확인하였다. Table 1 과 Table 2 를 바탕으로 감지기의 진동 요구도에 대한 안정성을 판단할 수 있다 .
- 7 은 감지기에 3 차원 지지구조 장착 전/ 후의 가속도 비교 그래프이다 . 본 해석에서는 전기체 모델에 3 차원 지지구조를 RBE 요소를 이용하여 장착하였고 , 그 결과감지기 장착구조적용 전 Z- 방향의 가속도가 5.5m/s 에서 지지구조 적용 후 Z- 방향 가속도가 5.0m/s 정도로나타났다 .
- Table 1 과 Table 2 를 바탕으로 감지기의 진동 요구도에 대한 안정성을 판단할 수 있다 . 연료조건 및 틸팅 각도별 가속도 해석을 수행한 결과 3 차원 전기체 모델과 지지구조형상을 직접 장착한 경우 , 기반가진을 방향별 및 동시 가진한 경우 모두 감지기의 운용조건인 0.4Grms 이내에 포함되어 감지기의 진동 요구도에 부합하는 것으로 나타났다 . 그리고 Table 1 과 Table 2 의결과 값을 참고하면 3 차원 지지구조 형상을 고려한 경우가 지지구조 형상을 고려하지 않은 경우 (RBE) 보다 가속도의 RMS 값이 약간 크게 나타나는 것을 확인하였다.
- . 연료조건 및 틸팅각에 따른 가진 주파수를 바탕으로 엔진의 진동 요구도를 검토 및 분석하였으며, 진동의 주파수범위는 9.74~10.76Hz 로나타났다 .Fig.
- 11(b) 의 경우는 3 차원 지지구조 장착 후 Z 방향에서 발생하는 엔진의 가진 주파수가 2 개 이상 발생하여 가장 우세한 주파수 조건에 대하여 결과를도시하였다 . 이것 또한스마트 무인기 엔진의 진동요구도 조건을 검토한 결과 NOMO-Graph 를 바탕으로 모두 엔진의 진동 요구도를 만족하였다.
- 11(a)) 와 3 차원 지지구조를 장착하였을 때 발생하는 엔진의 주파수 및 변위 , 속도 , 가속도를차례도 도시하였다 . 주파수 영역은 가장 우세한 영역을 선택하였고 엔진에서 발생하는 변위의 최대치 , 수렴된 속도 , 가속도를 각각 표현하였다 . Fig.
- 이를 바탕으로 상세설계스마트무인기에 대한 진동해석을 수행하였으며틸 팅각 및 연료조건에 따라 탑재장비에 유발되는 가속도 수준을 해석 및 분석하였다 . 해석 결과를 검토해볼 때 감지기 및 엔진 지지구조 형상을 고려하기 전/ 후 모두 장비의 인증조건을 만족하는 것으로 나타났다 . 향후 연구에서는 상세모델에 대해 감쇠 장비를 추가로 고려하였을 경우 장비의 진동환경 안정성을 검토해볼 예정이다.
후속연구
- 해석 결과를 검토해볼 때 감지기 및 엔진 지지구조 형상을 고려하기 전/ 후 모두 장비의 인증조건을 만족하는 것으로 나타났다 . 향후 연구에서는 상세모델에 대해 감쇠 장비를 추가로 고려하였을 경우 장비의 진동환경 안정성을 검토해볼 예정이다.
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