초록 ▼

$\circ$ 본 연구에서는 각 개발 과정별 스마트 무인기 기체구조 모델에 대해 공탄성 및 진동해석 기법을 정립하고 관련 전산해석을 수행하였다. 또한 운행하는 도중 겪는 유해환경에 의한 복합재료의 물성 저하를 고려한 구조물의 성능 증강 및 경량화에 관한 연구를 수행하였다. 무인기 동적하중에 따른 피로해석 설계 기법을 구축 및 파손주기 예측, 안정성 평가 기법을 연구하였다.
$\circ$ 틸트로터 형상의 복합재 무인기 모델에 대해 내부 장착 전자장비를 포함한 3차원 동적 유한요소모델링을 수

$\circ$ 본 연구에서는 각 개발 과정별 스마트 무인기 기체구조 모델에 대해 공탄성 및 진동해석 기법을 정립하고 관련 전산해석을 수행하였다. 또한 운행하는 도중 겪는 유해환경에 의한 복합재료의 물성 저하를 고려한 구조물의 성능 증강 및 경량화에 관한 연구를 수행하였다. 무인기 동적하중에 따른 피로해석 설계 기법을 구축 및 파손주기 예측, 안정성 평가 기법을 연구하였다.
$\circ$ 틸트로터 형상의 복합재 무인기 모델에 대해 내부 장착 전자장비를 포함한 3차원 동적 유한요소모델링을 수행하였으며, 비행 하중을 고려한 천이응답해석을 수행하였다.
$\circ$ 3차원 모델에 대해 고유진동, 천이응답해석 및 플러터해석 체계를 구축하였으며, 관련 전산해석을 수행하여 특성을 고찰하였다.
$\circ$ 유해환경 요소를 고려한 복합재료 날개 구조물의 해석 체계 구축하였으며, 물성저하에 지배적인 영향을 미치는 열습도 환경에 대한 모사실험을 수행하였다. 유해환경에 의해 저하된 물성을 이용한 유한요소 해석 수행으로 안정성 경계를 파악하였고, 설계 현황파악 및 최적화 필요성 확인하였다.
$\circ$ CNT 보강된 복합재료 개발 및 열싸이클 환경에서의 물성 향상 평가 기법을 연구하였고, Thin ply 복합재료와 CNT 보강된 탄소섬유 복합재료의 제작을 수행하였다.
$\circ$ 무인기의 동적하중에 따른 피로 설계 절차를 수립, 하중 스펙트럼을 연구하였다. 응력 스펙트럼 산출 기법을 구축하여, 피로/손상 수명해석을 수행하였고, 수명 연장을 위한 기초연구를 수행하였다.

Abstract ▼

1. Structural vibration analyses of a composite smart unmanned aerial vehicle (UAV) have been conducted considering dynamic hub-loads of tilt-rotor. Practical computational structural dynamics technique based on the finite element method is applied using MSC/NASTRAN. The present smart UAV(TR-S5) str

1. Structural vibration analyses of a composite smart unmanned aerial vehicle (UAV) have been conducted considering dynamic hub-loads of tilt-rotor. Practical computational structural dynamics technique based on the finite element method is applied using MSC/NASTRAN. The present smart UAV(TR-S5) structural model is constructed as full 3D configurations with both the helicopter flight mode and the airplane flight mode. Modal based transient response and frequency response analyses are used to efficiently investigate vibration characteristics of structure and installed electronic equipments. It is typically shown that the helicopter flight mode with the 80-deg tilting angle is the most critical case for the induced vibration of installed electronic equipments in the front body of SUAV model.
2. Aeroelastic analyses of a fuel tank have been conducted. The structural dynamic computations of the fuel tank are performed using SAMCEF (Ver.6.2) and CFD-based computational aeroelastic analysis method is used to investigate the stress of fuel tank. The results for aeroelastic analyses in the frequency and time domains are presented. It is importantly shown that the modal coupling of the torsional mode of vertical-tail and the asymmetric bending mode of horizontal-tail parts can give sensitive effects for the flutter stability of T-tail configurations.
3. Structural vibration analyses of a composite smart unmanned aerial vehicle (UAV) have been conducted considering dynamic hub-loads of tilt-rotor. Practical computational structural dynamics technique based on the finite element method is applied using MSC/NASTRAN. The present smart UAV(TR-S5) structural model is constructed as full 3D configurations with both the helicopter flight mode and the airplane flight mode. Modal based transient response and frequency response analyses are used to efficiently investigate vibration characteristics of structure and installed electronic equipments. It is typically shown that the helicopter flight mode with the 80-deg tilting angle is the most critical case for the induced vibration of installed electronic equipments in the front body of SUAV model.
4. It is studied that the method of fatigue design and allowed load, generating fatigue load spectrum by considering gust impact and UAV's maneuver, the damage tolerance design and failure life estimation, and the evaluation of UAV's safety during operation time. In the first term, the creep characteristic is analyzed by performing of the heat transfer and stress analysis at exhaust duct of UAV. In the second term, the fatigue load spectrum for tilt rotor UAV is generated. To make overall fatigue load spectrum, FELIX is used for helicopter mode and TWIST is used for fixed wing mode. In third tenn, the fatigue analysis is performed to avoid structural failure at same parts of the UAV's structure under repeated loads. The Kriging meta model is used to get S-N regression curve for whole range of material life. And then, the second order of S-N curve is accomplished by the least square method. Moreover, the coefficient of determination method is used to ensure how accuracy it has. In fourth tenn, based on the precedence study, the damage tolerant design is developed to help alleviate structural failure and cracking problems. Recently, the damage tolerant design is required and recommended for the most of aircraft design. The E-N curve approach is used for picking crack initiation point. The LEFM(Linear Elastic Fracture Method) is considered for analyzing crack growth or propagation. Finally, including the crack initiation and propagation, the fatigue life is evaluated for smart UAV.
5. In this study, according to the necessity of the research, the behavior of composite materials under harsh environment must be verified by harsh environment simulation test. And by using the test result, structure design and optimization will be performed Finally, the UAV can perform their mission successfully even under harsh environment. And another goal is to develop the composite material property improvement technique which can achieve light weight of structure of UAV.
6. Fabrication of CNT reinforced composite and measurement of material properties after thermal cycle experiment
- Fabrication of thin ply composite and CNT reinforced CFRP composite
- Research about good CNT dispersion and improved interfacial bonding strength between CNT and epoxy
- Tensile test of quasi-isotropic specimen was performed
- Almost no change of tensile stiffness but highly improved tensile strength at normal condition
- Thermal cycle and UV exposure simulation experiment was performed to verify the degradation ratio of each composite - After environment test, also tensile stiffness was almost same
- The tensile strength was largely increased for both of thin ply and CNT reinforced composite
- Especially CNT reinforced copsoite has little degradation ratio compared with others

목차 Contents

• 제 1 장 연구개발과제의 개요 ...9
• 제 1 절 연구개발의 목적 ...9
• 제 2 절 연구개발의 필요성 및 배경 ...9
• 제 2 장 국내외 기술개발 현황 ...12
• 제 1 절 국내외 기술개발 현황 ...12
• 제 2 절 문제점 및 향후전망 ...12
• 제 3 절 본 기술개발의 차별성 ...13
• 제 3 장 비행체 진동, 플러터 특성의 동적 거동 분석 및 평가 기술 개발 ...14
• 제 1 절 연구개발수행 내용 및 결과 ...14
• 제 2 절 목표달성도 및 관련분야에의 기여도 ...118
• 제 3 절 연구개발결과의 활용계획 ...123
• 제 4 절 연구개발과정에서 수집한 해외과학기술정보 ...125
• 제 5 절 참고문헌 ...128
• 제 4 장 피로수명 및 손상 파손 특성 분석 및 안전성 평가기술 개발 ...130
• 제 1 절 연구개발수행 내용 및 결과 ...130
• 제 2 절 목표달성도 및 관련분야에의 기여도 ...206
• 제 3 절 연구개발결과의 활용계획 ...210
• 제 4 절 연구개발과정에서 수집한 해외과학기술정보 ...211
• 제 5 절 참고문헌 ...214
• 제 5 장 유해환경(열, 습도, 진동)요소를 고려한 비행체 경량화 설계 기술 개발 ...216
• 제 1 절 연구개발수행 내용 및 결과 ...216
• 제 2 절 목표달성도 및 관련분야에의 기여도 ...230
• 제 3 절 연구개발결과의 활용계획 ...234
• 제 4 절 연구개발과정에서 수집한 해외과학기술정보 ...235
• 제 5 절 참고문헌 ...239