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제안 방법
- 틸트 로터 무인항공기의 기동은 회전익 상태로 이륙 후 천이 과정을 거쳐 고정익 상태로 임무 수행, 그리고 다시 천이과정을 통해 회전익 상태로 복귀하게 된다. 따라서 본 연구에서는 틸트 로터 무인항공기의 피로 하중 스펙트럼 작성을 위해 회전익과 고정익에 대한 각각의 스펙트럼 산출 후 이를 하나의 완성된 비행 스펙트럼으로 생성하였다.
- 이는 전체 비행시간의 약 10%를 차지하고 있다. 따라서 한 수명블록 200번 비행에 대해서의 10% 인 20회 비행을 Emergency 상황에 대한 하중으로 간주하여 추가한다. 이에 따른 하중 스펙트럼은 TWIST를 이용해 1번부터 20번까지의 비행으로 5,470개의 하중점 수를 갖게 된다.
- 스마트 무인기의 회전익 상태에 대해서는 헬리콥터의 피로하중 스펙트럼 생성 프로그램인 FELIX/28을 적용하였으며, 고정익 상태에 대해서는 돌풍을 고려한 운송비행기의 피로하중 스펙트럼 생성 프로그램인 TWIST를 이용하여 하중 스펙트럼을 산출하였다 [1-2]. 또한 실험의 용이함과 해석 시간의 단축 및 피로해석 시에 Miner rule를 적용하기 위하여 Rainflow counting 을 이용해 축약 피로하중 스펙트럼을 생성하였다[3].
- 본 연구에서는 틸트 로터 무인항공기의 피로 하중 스펙트럼을 헬리콥터의 피로하중 스펙트럼 생성 프로그램인 FELIX/28와 고정익 피로하중 스펙트럼 생성 프로그램인 TWIST를 이용하여 생성하였다. 또한, 생성된 피로하중 스펙트럼을 이용하여 무인항공기 날개의 플래퍼론 열결부에 대한 피로해석을 수행하였다. 피로해석 시에 재료의 실험 S-N 데이터를 재료의 전체 영역에 대한 S-N curve 생성을 위하여 기존의 방법대신 크리깅 메타모델 (Kriging metamodel)을 이용하였다.
- 본 논문의 틸트 로터 무인항공기의 피로하중 스펙트럼은 2장과 3장에서 자세히 설명하였다. 마지막 세 번째 영역은 피로해석 대상 구조물의 정해석과 이를 바탕으로 피로하중 스펙트럼과 S-N Curve를 이용하여 누적손상을 계산하는 것이다.
- 본 논문에서는 재료의 전체 수명 곡선을 만들기 위해 식(1)과 같은 일반적인 방법이 아닌 크리깅(Kriging)을 적용하였다. 크리깅은 근사모델을 만드는 한 방법으로 반응표면법과 같은 다른 방법보다 비선형성이 강한 문제에 보다 정확한 근사모델을 구현한다고 알려져 있다.
- 플래러론 연결부는 무인항공기의 날개와 플래퍼론을 연결해주는 구조로 날개 해석 시에 응력이 집중되는 위치 중 하나이다. 본 연구에서 틸트 로터 무인항공기의 왼쪽 날개를 모델링하였고 NASTRAN을 이용하여 구조해석을 수행하였다.
- 스마트 무인항공기의 경우 총 예상수명이 800 회 비행으로 설계되어졌다. 본 연구에서는 200 회 비행을 한 수명블록으로 설정하여 피로 하중 스펙트럼을 생성 하였다. 블록하중을 구성하기 위하여 이, 착륙 하중 스펙트럼은 FELIX/28을 이용해 각각 200회를 생성하고 돌풍하중을 고려한 순항시의 하중 스펙트럼은 TWIST를 통해 200회 비행에 대한 하중 스펙트럼을 구현한다.
- 본 연구에서는 틸트 로터 무인항공기의 피로 하중 스펙트럼을 헬리콥터의 피로하중 스펙트럼 생성 프로그램인 FELIX/28와 고정익 피로하중 스펙트럼 생성 프로그램인 TWIST를 이용하여 생성하였다. 또한, 생성된 피로하중 스펙트럼을 이용하여 무인항공기 날개의 플래퍼론 열결부에 대한 피로해석을 수행하였다.
- 본 연구에서는 200 회 비행을 한 수명블록으로 설정하여 피로 하중 스펙트럼을 생성 하였다. 블록하중을 구성하기 위하여 이, 착륙 하중 스펙트럼은 FELIX/28을 이용해 각각 200회를 생성하고 돌풍하중을 고려한 순항시의 하중 스펙트럼은 TWIST를 통해 200회 비행에 대한 하중 스펙트럼을 구현한다.
- 모든 임무의 경우 이륙과 착륙의 기동 segment 는 같게 배열되어 있고 하중점 수 또한 같다. 비행길이 역시 단거리, 중거리 그리고 장거리에 관계없이 같은 형태이므로 본 연구에서는 기본 임무인 단거리 훈련 비행의 sequence of felix manoeuvres training 테이블을 바탕으로 하중 스펙트럼을 생성하였다.
- 생성된 피로하중 스펙트럼을 이용하여 무인항공기 날개의 플래퍼론 열결부에 대한 피로해석을 수행하였다. 피로해석 시에 재료의 실험 S-N 데이터를 재료의 전체 영역에 대한 S-N curve 생성을 위하여 기존의 방법대신 크리깅 메타모델(Kriging metamodel)을 이용하였으며[4-5], 이를 적용한 피로해석 프로그램을 작성하였다.
- 스마트 무인 항공기 표준임무의 기동 segment를 작성한 후 FELIX/28 과 TWIST를 이용하여 하중 스펙트럼을 생성한다. 스마트 무인항공기의 경우 총 예상수명이 800 회 비행으로 설계되어졌다.
- TWIST는 Transport WIng STandard 하중 스펙트럼으로 수송기에 대한 전반적인 실험 자료를 바탕으로 만들어진 고정익항공기 하중 스펙트럼을 위한 프로그램이다. 이 프로그램은 실험을 통해 날개 뿌리 부분의 굽힘 모멘트와 관계가 있는 하중 스펙트럼들을 여러 항공기 타입에 대해서 구한 후 표준화 한 것이다. 스펙트럼 생성을 위해 모든 스펙트럼들은 운송 항공기에 대한 “설계 수명”의 평균인 40,000 비행을 바탕으로 축약되었다.
- 실험을 통해 구해진 S-N Curve는 일반적으로 평균응력이 0인 조건하에 응력진폭에 따라 나타나는 수명이다. 이를 실제 구조물의 다양한 응력 진폭을 갖는 하중 스펙트럼에 적용하기 위하여 평균응력을 고려한다. 본 연구에서는 다양한 평균응력 효과를 고려하는 방법 중에서 식(7)의 Goodman 식을 적용하였다.
- 첫 번째 영역은 실험을 통해 재료의 S-N 데이터를 획득하고, 이 데이터를 바탕으로 재료의 전체 수명 곡선(S-N curve)을 구하는 것이다. 일반적으로 전체 수명 곡선은 다음의 식으로 구해진다.
대상 데이터
- 알루미늄 6061-T6의 탄성계수(E)는 69 GPa, poisson's ratio는 0.33, 인장강도(ultimate strength)는 310 MPa을 사용하였다.
데이터처리
- 피로해석 시에 재료의 실험 S-N 데이터를 재료의 전체 영역에 대한 S-N curve 생성을 위하여 기존의 방법대신 크리깅 메타모델(Kriging metamodel)을 이용하였으며[4-5], 이를 적용한 피로해석 프로그램을 작성하였다. 본 연구에서 구성한 피로해석 프로그램의 신뢰성 및 효용성을 확인하기 위하여 MSC/Fatigue 상용 프로그램의 피로해석 결과와 비교하였다.
이론/모형
- 본 논문에서는 응력-수명 방법을 적용하여 피로해석을 수행하였다. 응력-수명방법은 작용 응력이 재료의 탄성 영역 내에 주로 있고, 그 결과로 인하여 수명이 긴 경우(high cycle)에 적용되는 기법으로써 응력의 진폭이 피로수명 계산에 사용된다.
- 이러한 과정 즉, 복합하중이력을 몇 개의 일정진폭하중으로 줄이는 것을 사이클 집계(Cycle Counting)라 한다. 본 연구에서는 SAE에서 표준화된 레인 플로우 집계를 이용하였다 [3].
- 이를 실제 구조물의 다양한 응력 진폭을 갖는 하중 스펙트럼에 적용하기 위하여 평균응력을 고려한다. 본 연구에서는 다양한 평균응력 효과를 고려하는 방법 중에서 식(7)의 Goodman 식을 적용하였다.
- 본 연구에서는 최적의 크리깅 모델을 구성하기 위해 이산변수에 대한 최적화에 사용되는 simulated annealing을 이용하여 식(6)를 최대화하는 θk를 구하였다[4-5].
- 스마트 무인기의 회전익 상태에 대해서는 헬리콥터의 피로하중 스펙트럼 생성 프로그램인 FELIX/28을 적용하였으며, 고정익 상태에 대해서는 돌풍을 고려한 운송비행기의 피로하중 스펙트럼 생성 프로그램인 TWIST를 이용하여 하중 스펙트럼을 산출하였다 [1-2]. 또한 실험의 용이함과 해석 시간의 단축 및 피로해석 시에 Miner rule를 적용하기 위하여 Rainflow counting 을 이용해 축약 피로하중 스펙트럼을 생성하였다[3].
- 이 중에서 가장 기본적이며 널리 사용되고 있는 선형 마이너 법칙(liner Miner's rule)을 적용하였다.
- 또한, 생성된 피로하중 스펙트럼을 이용하여 무인항공기 날개의 플래퍼론 열결부에 대한 피로해석을 수행하였다. 피로해석 시에 재료의 실험 S-N 데이터를 재료의 전체 영역에 대한 S-N curve 생성을 위하여 기존의 방법대신 크리깅 메타모델 (Kriging metamodel)을 이용하였다.
- 생성된 피로하중 스펙트럼을 이용하여 무인항공기 날개의 플래퍼론 열결부에 대한 피로해석을 수행하였다. 피로해석 시에 재료의 실험 S-N 데이터를 재료의 전체 영역에 대한 S-N curve 생성을 위하여 기존의 방법대신 크리깅 메타모델(Kriging metamodel)을 이용하였으며[4-5], 이를 적용한 피로해석 프로그램을 작성하였다. 본 연구에서 구성한 피로해석 프로그램의 신뢰성 및 효용성을 확인하기 위하여 MSC/Fatigue 상용 프로그램의 피로해석 결과와 비교하였다.
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