NEUFELD DANIEL JOHN, Nguyen Nhu Van, Jae-Woo Lee, Sangho Kim 건국대학교. FA1-5 아음속 / 초음속패널법을이용한항공기안정성계수예측 60 이승수, 이형로 1, 공효준 2 인하대학교기계항공공학부. 1 인하대학교항공공학

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인덕 유
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2 *NEUFELD DANIEL JOHN, Nguyen Nhu Van, Jae-Woo Lee, Sangho Kim 건국대학교. FA1-5 아음속 / 초음속패널법을이용한항공기안정성계수예측 60 이승수, 이형로 1, * 공효준 2 인하대학교기계항공공학부. 1 인하대학교항공공학과공기역학실험실. 2 인하대학교항공우주공학과공기역학실험실. FA1-6 터보프롭항공기용 Advanced 프로펠러블레이드공력설계및해석 67 * 최원, 김지홍 1 한국항공우주산업 ( 주 ) 개발본부고정익비행성능팀. 1 한국항공우주산업 ( 주 ). FB1 : 구조역학및응용 - 구조해석 (1) Room 사파이어, 11 월 11 일 10:30-12:00 좌장 : 심재열 ( 한국항공우주연구원 ) FB1-1 KC-100 소형항공기전기체정적시험체및장치설치 72 * 심재열, 정근완, 윤동환, 안석민한국항공우주연구원. FB1-2 FA-50 서보공탄성해석모델정확도향상을위한비행시험 77 윤종호, 이성, 김태훈, Kavin Penning 1, * 이은석 2 한국항공우주산업. 1 Lockheed Martin. 2 한국항공우주산업기체설계팀. FB1-3 형상기억합금선형작동기를이용한모핑날개제작및성능시험 81 * 노진호한국항공대학교항공우주및기계공학부. FB1-4 형상기억합금작동기를적용한모핑날개메커니즘개발및공력특성분석 85 * 강우람, 유민상, 김은호 1, 정민수 2, 이인 1, 구교남 3, 최익현 4 카이스트. 1 한국과학기술원기계항공시스템학부 ( 항공우주공학전공 ). 2 한국과학기술원. 3 울산대학교. 4 한국항공우주연구원. FB1-5 대형복합재료주익박스의정하중구조시험 90 * 조숙경, 이명건, 조창민, 이기범국방과학연구소. FB1-6 수리방법에따른복합재구조물의인장강도연구 96 * 윤상욱, 정문규, 박용빈, 권진회, 최진호, 신상준 1, 송민환 1, 송근일 1 경상대학교항공기부품기술연구소. 1 한국항공우주산업. FC1 : 구조역학및응용 - 구조해석 (2) Room 사파이어, 11 월 11 일 14:40-16:25 좌장 : 노진호 ( 한국항공대학교 ) FC1-1 KC-100 수평미익의정적구조건전성평가 100 * 이무형, 김성준, 장은식, 박일경, 안석민항우연. FC1-2 홀이있는판의좌굴계수예측에관한연구 106 * 박정선, 김신, 김현덕, 임재혁 1, 황도순 1 한국항공대학교항공우주및기계공학부. 1 항우연. FC1-3 파이로충격에의한주요구조부재의충격전달특성연구 111 * 정정래, 이석제, 김인걸충남대학교.

3 Development of Morphing Wing Mechanism using Shape Memory Alloy Actuator and Analysis of Aerodynamics Characteristics 초 록 항공기의효율을높이고여러운용조건을충족시키기위한해결책으로모핑날개 (Morphing wing) 에대한연구가많이진행되고있다. 일반적인플랩메커니즘은작동시불연속적인날개의형상으로인해공력손실이발생한다. 본연구는이러한문제를해결하기위해새로운모핑플랩메커니즘을고안하였고, 이를구동하기위한작동기로형상기억합금선을사용하였다. 형상기억합금선작동기의구동을위해적정전류범위를측정하는실험을수행하였다. 또한작동기에인가되는전류의변화에따른플랩각변화를측정하였으며, 변형된에어포일의공력특성변화를 XFOIL 프로그램을통해해석하였다. ABSTRACT Many researches for the development of morphing wing were performed to improve the aerodynamic efficiency. A conventional flap of aircraft wing has a discontinuous section and it reduces the aerodynamic performance. In this research, a new flap morphing mechanism was devised to improve the aerodynamic performance by changing the wing shape continuously and a test model was made to demonstrate the morphing mechanism. A SMA wire actuator was used for the morphing wing. An appropriate current range was measured to control the SMA actuator. Also, a flap angle was measured when various currents are applied to the SMA actuator. The aerodynamic performance of the airfoil changed by the SMA wire was analyzed using the XFOIL program. Key Words : Flap mechanism( 플랩메커니즘 ), Shape Memory Alloy wire( 형상기억합금선 ), Actuator( 작동기 ), Morphing wing( 가변형날개 ), Aerodynamics Characteristics( 공력특성 ) 1. 서론항공기의효율을높이고다양한운용조건을충족시키기위한해결책으로가변형상항공기혹은모핑항공기구조 (MAS, Morphing Aircraft Structure) 에대한연구가계속되고있다. 모핑날개의기능은크게두가지로나뉜다. 첫번째로임무나목적에적합하도록날개의형상을바꾸거나, 기존의조종면을대신하여기동을위한조종력을얻도록날개를변형시키는구조이다. 이러한모핑비행체는단일비행체로다중비행임무를가능하게하고, 기존의조종면으로는불가능한기동을가능하게해줄수있다. 대표적으 로날개의 span 방향의길이변화 [1] 나후퇴각 (sweep back angle) 변화등을들수있다.[2] 두번째로항공기운용에있어서손실이발생하는부분들을모핑날개로대체함으로써그효율을극대화시키는구조이다. Wing tip voltex 최소화를위한가변형윙렛 (controllable winglet) 이그대표적이예이다.[3] 플랩모핑과같은경우생체의근육을모방한고무근육작동기 (rubber muscle actuator) 를사용한방식이있다. 이는큰힘을낼수는있지만반응속도가느린단점이있어실제운용에는무리가있다고사료된다.[4] 그밖에도사람의척추와같은유연구조를사용한모핑메커니즘 [5], 형상기억고분자를사용한방법 [6,7] 등다양한아이디어들이 85

4 제시되었다. 본연구에서는기존의기계적인플랩방식의불연속적인부분에서오는공력손실을줄이고자새로운메커니즘을제안하고그때의공력특성을해석하고비교하였다. 2. 실험 형상기억합금선은대표적인스마트재료로 10% 에가까운큰복원가능변형률을보이며단위부피당낼수있는힘이커모핑구조물의작동기로써많은장점이있다. 따라서형상기억합금선을 Fig. 2에표시된점선과같은위치에설치하게되면지렛대원리에의해변형을증폭시킬수있다. 2.1 모핑메커니즘개발 현재운용되는대부분의항공기는 Fig. 1(b) 와같은기계적인플랩메커니즘을사용하고있다. 하지만이런방식은필연적으로불연속적인부분이존재하게되고이는공력손실을유발한다. 따라서가장이상적인형태는 Fig. 1 (c) 와같이스킨 (skin) 을일체형으로만들어, 에어포일전체를덮어모든부분에불연속적인부분이없는형태가된다. Fig. 1 Comparison for flap system 일반적으로 Fig. 1 (d) 와같은모핑이일어날경우윗면스킨은늘어나고, 아래면스킨은줄어들게된다. 이와같은변형을위해서는스킨이유연해야할필요가있다. 하지만날개의스킨은공력을지지하기위한강성도요구되므로적절한유연성과강도를가진스킨을개발할필요가있다. 본연구에서는스킨의길이변화없이단면형상을변형시킬수있는모핑메커니즘을고안하였으며이는 Fig. 2와같다. 변형의효율을위해직사각형박스가아닌사다리꼴형태의박스즉, b의길이보다 a의길이를길게하면적은 a의움직임에도큰 b의변형을얻을수있다. 결과적으로날개안쪽에있는사각형박스의 a의각을조금만변화시켜도큰플랩각을얻을수있다. 이변형을위한작동기로형상기억합금선 (SMA wire) 을사용하였다. Fig. 2 Morphing wing mechanism 2.3 작동기 (Flexinol) 시험 모핑날개의구동을위한형상기억합금작동기로는 DYNALLOY 사의직경 mm (0.008 inch) 인 Flexinol 선 (wire) 을사용하였다. 형상기억합금은온도에의해구동되며, 온도가특정온도 ( 오스테나이트상으로변하는상변화온도 ) 이상이되면상변화가일어나며수축하게된다. 하지만형상기억합금의상변화는온도에따라비선형거동을보이며, 온도가열처리온도이상으로증가하면, 물성이변하게된다. 일반적으로형상기억합금작동기는빠른구동을위해전기가열을통해구동된다. 본연구에서도전기가열과자연냉각방법을이용하여작동기를구동하였다. 전기가열을이용하여작동기를구동하기위해서는먼저, 구동을위한적정전류를파악할필요가있다. 작동기에과전류가흐르게되면물성이변하므로최대전류를파악하기위한실험을수행하였다. Fig. 3과같이형상기억합금선을 load cell에연결하고전류에따라형상기억합금선에발생하는힘을측정하였다. 전류는 0.3A에서 0.9A까지 0.1A씩증가시키며각각세번의사각파형태로흘려주었다. 실험결과는 Fig. 4와같다. 0.3A에서 0.7A까지는전류가증가함에따라발생하는힘이증가하였으며, 0.8A이후로는전류가증가함에따라힘 86

이감소하는경향을보였다. 이는 0.8A이상에서는열평형시에형상기억합금의온도가열처리온도보다높아물성이변하기때문인것으로판단된다.

앞서제안한메커니즘을바탕으로 chord길이 275 mm, span길이 366 mm인날개모델을제작하였다. 날개의단면형상은두께 11.

상용그래픽툴인 CorelDRAW 소프트웨어를사용하여디자인을하고레이저커터를사용하여재료를재단하였다. Fig.

작동기로는 Flexinol 선 (wire) 여섯가닥을 training시켜사용하였다.

(frame) 에고무링을설치하였다. 프레임안에설치된형상기억합금선은가열을위해별도의전선을연결하여 Fig.

5 이감소하는경향을보였다. 이는 0.8A이상에서는열평형시에형상기억합금의온도가열처리온도보다높아물성이변하기때문인것으로판단된다. 따라서이형상기억합금선작동기의최대인가전류는 0.7A이며, 0.7A 이하에서사용해야함을알수있다. 앞서제안한메커니즘을바탕으로 chord길이 275 mm, span길이 366 mm인날개모델을제작하였다. 날개의단면형상은두께 11.7% 인 Clark Y 에어포일을사용하였다. 주프레임재료로는 3 mm 두께의합판을사용하였다. 상용그래픽툴인 CorelDRAW 소프트웨어를사용하여디자인을하고레이저커터를사용하여재료를재단하였다. Fig. 5 Flap motion frame 완성된플랩모핑프레임은 Fig. 5에나타내었다. 작동기로는 Flexinol 선 (wire) 여섯가닥을 training시켜사용하였다. DC Power supply를사용하여형상기억합금선의오스테나이트상변화온도까지의가열을하였고, 형상의복원을위해서는앞전프레임 (frame) 에고무링을설치하였다. 프레임안에설치된형상기억합금선은가열을위해별도의전선을연결하여 Fig. 6과같이제작하였다. Fig. 3 Experimental configuration for determining the maximum current (a) Fig. 4 Time vs. force for flexinol 2.2 모핑날개제작 (b) Fig. 6 Completed model(a) & morphing test(b) 스킨은날개전체를감싸일체형으로제작되어 87

6 야하기때문에어느정도그형태를유지할수있으면서원하는만큼변형이어렵지않아야한다. 본모델에는두께 0.3 mm의 PVC 판을사용하였다. 플랩의응답시간은평균 3~4초정도이며본래에어포일형태로돌아오는시간까지는약 8초가걸린다. 최대플랩각은약 21º 이다. 2.4 플랩각컨트롤완성된모델의전류에따른플랩각에대해서실험을진행하였다. 1.5A부터 3.3A까지 0.3A간격으로총 7가지의경우에대해서실험을진행하였다. 모핑날개에는총여섯가닥의형상기억합금선이사용되었으므로하나당 0.25A부터 0.55A 까지가열되었다. 각각의경우에대해세번의테스트를진행하여평균플랩각을계산하였다. 포일의공력특성을 High-Order panel method 를사용하여계산하는프로그램이다. 해석에사용된에어포일형상은 Fig. 8과같이변형전과형상기억합금에 1.8 A, 2.4 A 의전류를흘려주었을때의변형된에어포일형상세가지의경우에대하여해석을수행하였다. 1.8 A 와 2.4A의전류를흘려주었을때의플랩각은각각 6.4º 와 15.85º 이다. 본래받음각의정의는앞전과뒷전을이은선을기준으로결정하지만본연구는변형전의상태에서에어포일의형상의변화에따른변화를살펴보기위함이므로그기준을달리하였다. Fig. 8 Configuration of airfoil models Fig. 7 Total current vs. flap angle Fig. 7은흘려준전체전류에따른플랩각을나타내고있다. 처음 1.5A부터 2.7A까지비교적선형적인거동을보이고있는것을확인할수있다. 그리고그래프전체적으로봤을때는 S자형태의경향성을보이는데이는형상기억합금선의온도에따른상변화가비선형적으로이루어지기때문이다. 해석결과플랩에따라압력계수가증가하는것을확인할수있었다. 그러나 XFOIL 프로그램은실속 (stall) 영역은정확하게예측할수없으므로이런부분에대해추후 CFD기법을통해공력을해석할계획에있다. 3. 공력해석 본연구를위해제작한날개모델의플랩각에따른공력특성분석을위해 XFOIL 프로그램을사용하였다. XFOIL은아음속영역에서 2D 에어 Fig. 9 Pressure coefficient distribution 88

7 4. 결론기존의기계적인플랩 (flap) 방식의공력손실을없애기위해플랩작동시 airfoil이연속적으로변하는새로운메커니즘을고안하였다. 작동기로사용된형상기억합금인 Flexinol에의한플랩각은전류가 2.7A보다작은경우흘려준전류에비교적선형거동을보이는것을확인하였다. 따라서흘려주는전류의양으로그각을충분히컨트롤할수있는가능성확인하였다. 이메커니즘은플랩작동시 Leading edge의모양이달라지는단점이있지만, 이는차후공력해석을통한연구가필요하다. XFOIL 프로그램은 2D 에어포일형상에대한공력을계산해주는단순한프로그램이다. 그러나심한플랩각이나형상이급격히변화되는부분의박리 (separation) 가고려가되지않기때문에박리가 (separation) 발생한다면실제압력계수는해석된결과보다작게측정될것으로생각된다. 또한해석의타당성검증을위해보다정확한모델의제작과풍동실험이요구된다. 후기 and Materials Conference [3] html [4] LD. Peel, P.E., J Mejia, B Narvaez, Kyle Thompson, and Madhuri Lingala, 2008, "Development of a Simple Morphing Wing Using Elastomeric Composites as Skins and Actuators", Journal of Mechanical Design, Vol.131, No. 9, pp. 97. [5] Dana M. Elzey, Aarash Y.N. Sofla and Haydn N.G. Wadley, 2003, "A bio-inspired, high-authority actuator for shape morphing structures", Smart Structures and Materials, Vol. 5053, pp92~100. [6] Tom James, Angelika Menner, Alexander Bismarck and Lorenzo Iannucci, 2009, Morphing Skins: Development of New Hybrid Materials, 4th SEAS DTC Technical Conference [7] Rauscher, Scott Gibson, 2008, Testing and Analysis of Shape-memory Polymers for Morphing Aircraft Skin Application Master Thesis of Science in Mechanical Engineering 이논문은 2011년도 2단계두뇌한국 (BK)21사업과한국항공우주연구원학연협력강화사업에의하여지원되었습니다. 참고문헌 [1] Cezar G.Diaconu, Paul M.Weaver, Filippo Mattioni, 2008, Concepts for morphing airfoil sections using bi-stable laminated composite structures, Thin-Walled Structures, Volume 46, Issue 6, pp [2] F. Mattioni, A. Gatto, P.M. Weaver, M.I. Friswell, K.D. Potter, 2006, The application of residual stress tailoring of snap-through composites for variable sweep wings, 47th AIAA/ ASME/ ASCE/ AHS/ ASC Structures, Structural Dynamics, 89

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exp exp exp exp exp exp exp exp exp exp exp exp log 第卷第號 39 4 2011 4 투영법을 이용한 터빈 블레이드의 크리프 특성 분석 329 성을 평가하였다 이를 위해 결정계수값인 값 을 비교하였으며 크리프 시험 결과를 곡선 접합 한 결과와 비선형 최소자승법으로 예측한 결과 사 이 결정계수간 정도의 오차가 발생하였고