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< 논문 >

스마트 무인기 구조해석 절차

이 숙† · 김성준* · 신정우**· 최익현***

The structure analysis procedure for smart UAV

Lee, Sook Kim, Sung Joon Shin, Jeong Woo Choi, Ik Hyeon

Key Words : Design Load(설계하중), Load Distribution(하중분포), FEM Analysis(유한요소해석), Detail Analysis(상세해석)

Abstract

In this paper, we have proposed a structure analysis procedure for smart UAV. This procedure will be used to support the sizing and detail stress analysis of the smart UAV airframe structure. The present procedure consist of several items such as design load, load distribution, FEM analysis and stress analysis. These guidelines shall be used by the airframe design and analysis teams to facilitate the drawing release of detail parts for each of airframe components.

1. 서 론

틸트로터 항공기는 보통 비행기의 날개 끝에 엔진과 로터를 부착하고, 이를 수직방향으로 기울여 헬리콥터와 같이 수직으로 이착륙을 하고, 순항전

진 비행을 할 때는 수평방향으로 기울여 터보프롭 항공기와 같이 고속 장거리 비행을 할 수 있는 헬리콥터와 터보프롭기의 특성을 겸비한 새로운 모습의 VTOL 기이다. 따라서 틸트로터 항공기는 일반 고정날개 항공기와 헬리콥터에 비하여 두 종류

의 비행모드를 함께 가지고 있다는 중요한 특징을 가진다[1]. 그러므로 틸트로터 항공기의 기체 개발 시 두 종류의 비행모드에 대해서 구조 안전성을 입증해야 한다. 본 논문에서는 한국항공우주연구

원에서 개발하고 있는 틸트로터 항공기 형식의 스마트무인기에 대한 구조해석 내용을 소개하고자 한다.

2. 구조설계기준

개발하고자 하는 항공기에 대한 설계요구조건

은 요구능력 및 체계사양서와 일반사양서에 기술

된 요구조건으로 구성된다. 구조설계기준은 강도, 강성, 설계목표중량, 기술적 실현가능성, 제작성, 가격 등과 같은 다양한 요소들에 대한 종합 비교

검토 결과와 개발자가 축적한 경험을 조화시켜 어느 한쪽으로 치우치지 않은 설계가 되도록 작성되

어야 한다[2]. 현재 개발 중인 스마트 무인기의 기체는 스마트무인기의 기체개발 규격서(SUDC-DS-B22-03-001)에 의거하여 기체의 건전성을 구조해

석 및 구조시험을 통하여 평가하도록 되어있다.

† 책임저자, 회원, 한국항공우주연구원 E-mail : ls@kari.re.kr TEL : (042)860-2953 FAX : (042)860-2009

* 한국항공우주연구원 ** 한국항공우주연구원 ** 한국항공우주연구원

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3. 설계하중 및 하중해석

기체개발 규격서에 정의된 하중조건에 대한 하

중해석을 수행하여 구조해석에 사용하였다. 하중

조건은 크게 고정익모드 기동하중, 착륙하중, 천

이하중 및 헬기모드 하중(2g Jump Takeoff)으로 나

뉜다. 하중해석 도구로는 ARGON[3,4]을 사용하였

다.

3.1 설계하중

3.1.1 고정익모드 기동하중 해석방법으로는 균형 비행 상태에서 힘과 모멘

트 평형을 고려하여 하중을 구하는 균형 기동하중

법과 균형 기동운동에 해당하는 자세각, 힘 그리

고 모멘트를 초기해로 하여, 기동의 시간에 따른

변화를 고려하는 천이기동 하중법을 선택하였다

[5].

3.1.2 착륙하중 착륙은 수평착륙조건(level landing)과 측력착륙조

건(lateral drift landing) 등에 대한 하중조건을 고려

하였다[6].

3.1.3 천이 및 헬기모드 하중 헬기모드하중조건(2g jump takeoff)과 천이하중은

날개의 끝단에 집중하중이 작용되므로 날개에 최

대의 굽힘 모멘트가 작용하는 하중조건이 된다.

3.2 하중분포

3.2.1 공력하중 ARGON 에서 계산되는 공력하중은 공기력 격자

에서 계산되므로 구조해석을 수행하기위해 유한요

소 격자에 분포시켜야 한다. 표면보간 기법

(surface spline), 유한요소법(FEM), 대수적인 방법

(linear algebra)을 이용하여 날개의 공력하중을 분

포시킨 후 VMT 를 비교하였다(그림.1). 모든 방법

이 설계하중과 거의 일치함을 보인다.

3.2.2 관성하중

관성하중을 분포시키는 방법으로는 유한요소모

델에 질량 및 관성모멘트를 정확하게 구현한 후

유한요소 프로그램을 이용하여 가속도를 하중으로

적용하는 방법이 있다. 상세설계단계에서는 중량

및 관성모멘트가 거의 확정되어 있으므로 관성력

을 정확하게 구현할 수 있으나 기본설계단계에서

는 중량 및 관성의 성숙도가 낮으므로 적용하기

어렵다.

Fig. 1 Comparison of bending moment for

methodology

3.3 하중해석 항공기개발에서 하중해석은 모든 설계/해석의

기본으로서 매우 중요하다. 하중해석을 위해서는

구정이 마련되어야 하며 스마트 무인기는 스마트

무인기의 기체개발 규격서(SUDC-DS-B22-03-001)규정을 적용하였다. 하중해석의 일반적인 절차는

그림 2 와 같다[7].

Fig. 2 Load Analysis Procedure

3.3.1 하중해석 결과 항공기 각 부분에 대해 VMT(전단력(Shear)-V,

굽힘 모멘트(Bending Moment)-M, 비틀림 모멘트

(Torsion)-T)를 구하고, 또한 굽힘 모멘트와 비틀림 모멘트의 상호작용선도(Interaction Envelope)를 구하

여 VMT 선도에서 고려되지 않은 중요하중조건을 선정하게 된다. 선정된 하중조건은 구조설계,해석 그리고 시험에 사용된다.

그림 3 과 4 는 주익의 해석 결과로 각각 고정익

모드 기동하중과 헬기모드하중을 적용했을때의

3

3

VMT 선도를 보여준다. VMT 선도 비교 결과 주익

에서는 천이 및 헬기모드가 임계하중조건임을 알

수 있다. 그밖에 후방동체는 수직미익과 수평미익

의 복합조건이 동체는 착륙하중이 임계조건으로

작용한다.

SMART UAV WING LOADS DISTRIBUTIONENVELOPE (TR-S5)

L3ZSL

L3ZSL

L3ZSLL3ZSL

L3MSLL3MSLL74ZSLL76MSLL76MSLL76MSL

L29G3KL29G3KL29G3KL29GSLL29GSL

L4ZSLL4ZSLL4ZSLL4ZSLL4ZSLL4MSL

L4MSL L71FSLL71FSLL71FSLL71FSLL71FSLL71ZSLL71ZSLL71ZSL

-2.0

1.0

4.0

7.0

10.0

0.300 0.500 0.700 0.900 1.100 1.300 1.500 1.700 1.900

BL(m)

BEN

DIN

G M

OM

ENT

(KN

m)

Flight Max.Flight Min.

Fig. 3 Total Wing Bending Moment Envelope on Flight

Condition

SMART UAV WING LOADS DISTRIBUTIONENVELOPE (TR-S5)

LH12M_V

LH12M_VLH4M_V

LH4M_VLH4M_V

LH4M_VLH4M_VLH4M_V

LH4M_V

LH4M_VLH4M_V

LH4M_VLH4M_V

LH4M_VLH4M_V

LH3M_VLH3M_V

LH3M_VLH3M_V

LH3M_VLH3M_V

LH3M_VLH3M_V

LH3M_VLH3M_V

LH3M_VLH3M_V

LH3M_VLH3M_VLH3M_V

-1.0

3.0

7.0

11.0

15.0

0.300 0.500 0.700 0.900 1.100 1.300 1.500 1.700 1.900

BL(m)

BEN

DIN

G M

OM

ENT

(KN

m)

Horvering Max.Horvering Min.

Fig. 4 Total Wing Bending Moment Envelope on Flight

Condition

4. 전기체 유한요소 모델

전기체 유한요소 모델은 항공기 기체를 구성하

는 각 구조물들을 유한요소 모델링을 한 후에 이

들을 조합하여 항공기 전체를 하나의 유한요소로

구성한 것이다. 전기체 모델로부터 구한 내부하중

은 단품의 상세응력해석에 이용된다. 따라서 정

확한 내부하중의 계산을 위하여 전기체 유한요소

모델에는 모든 주요부재들이 포함되어야 한다. 각

부재의 모델링은 실제구조물 형상을 상세하게 반

영하기 보다는 내부하중 분포에 영향을 끼치는 구

조물의 강성에 중점을 둔다[8]. 스마트 무인기는

대부분의 구조물을 굽힘 강성을 갖는 쉘요소를 이

용하여 모델링하였다. 그림 5 는 스마트 무인기의

전기체 유한요소 모델을 보여준다.

Fig. 5 Finite element model for Smart UAV

5. 구조 해석

스마트 무인기는 기체의 대부분이 복합재로 이

루어져있으며 다음의 절차에 의거하여 강도해석을

수행하였다.

5.1 내부하중해석 전기체 유한요소 해석결과인 내부하중을 각 부

재별 최대하중조건을 정리한 후, 이 하중조건에 대해서 상세응력해석을 수행한다.

5.2 재료물성 복합재의 파손해석 시 사용하는 재료물성은 놋

취(notch)가 있는 조건하에서의 인장, 압축 그리고

전단 및 체결부 조인트를 고려한 물성을 사용한다.

또한 환경조건은 운용조건을 고려한 온도/습도조

건하에서 B-basis 물성치를 사용한다. 일반적으로

환경조건과 놋취를 고려한 재료물성은 충격 후 압

축강도와 유사하거나 더 보수적이며 층간분리

(delamination) 및 제작 중의 손상(manufacturing flow) 등의 다양한 종류의 손상을 커버한다고 알

려져 있다[9]. 금속재의 물성은 MIL-HDBK-5H 를

참고하여 적용하였다.

5.3 상세응력해석 각 복합재 요소별 강도를 평가에는 고전 적층판

이론(classical laminated plate theory)을 사용하였다.

고전 적층판이론은 복합재료의 탄성계수

(E1,E2,G12,ν12)와 층마다 섬유 배향각을 알면 임

의의 하중에서 각 층의 응력분포(σ1,σ2,τ12),변형율

들을 구할 수 있다. 안전여유 계산에는 Principal Strain 을 사용하였다.

복합재 요소별 안전여유는 아래의 3 가지 값 중

최소값을 사용한다.

4

4

1..1

, −=εεε cataSM (1)

1..2

, −=εεε cataSM (2)

1..12

−=γγ suSM (3)

여기서, 1221 ,, γεε 는 각 방향의 주변형율과 전단

변형률이고, sucata γεε ,, 는 인장/압축 및 전단방

향의 허용변형률이다.

금속재 부품은 주응력(principal stress)을 이용하

여 강도를 평가하였으며, 안전여유는 식 (4)을 통

해 계산하였다.

1..1

−=σ

tuFSM (4)

식(4)에서 tuF 는 금속재의 극한강도, 1σ 은 해당

부품의 주응력을 나타낸다.

5.4 설계개발시험 하중조건이나 경계조건 등이 복잡하여 해석으로 입증하기 어려운 요소에 대해서는 설계개발시험을 수행하여 구조물의 건전성을 확보해야 한다. 또한 전기체의 하중선(load path)으로 중요하게 여겨지는 요소 역시 설계개발시험이 요구되어진다. 본 연구

는 벌크헤드, 후방스파, 엔진마운트 등의 요소에 대해 설계개발시험을 수행하였다. 그림 6 은 벌크

헤드에 대한 해석결과로 이 결과를 참조하여 취약

하거나 중요 하중선인 부분을 선정하여 시험을 수행한다. 그림 7 은 시험을 수행하고 그 결과를 해석의 결과와 비교한 것을 보여준다.

Fig. 6 Detail analysis result for Bulkhead

Fig. 7 Comparison of test and analysis results

6. 결 론

본 연구에서는 스마트 무인기의 구조적 안정성을

확보하기위하여 수행한 구조해석 절차를 소개하였

다. 구조설계 기준으로부터 하중해석 및 구조 설

계/해석을 수행하는 과정은 많은 시간과 노력이

요구되는 일이다. 무인기 개발의 경우 유인기 개

발에 소요되는 만큼의 인력과 시간을 투입하기는

어려우나 비행체의 구조적 안전성은 항공기 개발

의 성패를 좌우하는 매우 중요한 요소이다. 그러

므로 시간, 일정 및 비용을 감안하여 구조적 안전

성을 확보할 수 있는 방안을 신중히 검토하여야

할 것이다.

후 기

이 연구는 과학기술부 지원으로 수행하는 21 세기 프론티어 연구사업(스마트무인기기술개발)의 일환

으로 수행되었습니다.

참고문헌

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