MSC. Software 2011 Korea User Conference 틸트로터스마트무인기구조해석 이정진 1,*, 김명준 2, 박태영 2, 박정선 3 Structural Analysis of Tilt-Rotor Type Smart UAV (Unmanned Aerial Vehicle) Jung-jin Lee 1,*, Myung-jun Kim 2, Tae-young Park 2, Jung-sun Park 3 2 Korea Aerospace Research Institute, Republic of Korea 2 Graduate School, Korea Aerospace University, Republic of Korea 2 Aerospace and Mechanical Engineering Department, Korea Aerospace University, Republic of Korea 초 록 본연구에서는스마트무인항공기구조물의강건성을확인하기위해전기체구조물과전 / 후방스파, 벌크헤드, 킬빔에대한구조안전성을평가하기위해전기체선형정적해석과진동해석그리고각부재에대한상세해석을수행하였다. 항공기구조물에해석의정확성을확보하기위해전기체모델내체결방법에대한적합성을확인해보았다. 공중정지, 착륙그리고순항모드가포함된 11 가지하중조건에대한전기체선형정적해석결과들중에서변형률과응력이가장크게나타난부재들에대하여상세해석을수행하였다. 전기체선형정적해석과상세해석결과로허용변형률과허용응력에미치지않는안전여유를확보할수있었다. 이를통해스마트무인항공기구조물의강건성을구조해석을통해확인해보았다. Abstract For investigating the structural strength capability for SMART UAV. full-scale airframe, Front/Rear Spar, Front/Rear Bulkhead and Keelbeam has been analyzed. This paper contains the information that describes the technology of full-scale airframe static analysis, vibration and detail analysis(stress and buckling) for parts of airframe components. And then, structural strength analysis for airframe is need for an accurate finite element model. So, this study is to provide reliable element modeling method of mating for airframe components. The present procedure consist of 11 load conditions such as hovering, landing and flight mode. From the results of full-scale airframe structural analysis, maximum critical loads condition were selected. Detail analysis for airframe components were performed. SMART UAV structural identifies the behavior of the each components deformation, strain and stress during the process. The results of analysis showed that it had enough strength capability to satisfy the strength requirements. The strength of the SMART UAV structural was proven by the analysis. Keywords: SMART UAV, Front/Rear Spar, Front/Rear Bulkhead, Keelbeam, structural strength 1. 서론 틸트로터형스마트무인항공기는회전익과고정익간의천이비행이가능한항공기로써일반적인고정익항공기또는회전익항공기보다두배이상빠른속도를내며더큰하중을받게되므로이에맞는강건한설계가요구된다. 본연구에서는전기체구조물과전 / 후방스파, 벌크헤드, 킬빔에대한구조안전성을평가하기위해전기체선형정적해석과진동해석그리고각부재에대한상세 해석을수행하였다. 이를위해스마트무인기 전기체 유한요소 모델을 바탕으로 구조물 강건성요구도조건에중요인자중하나인 구조 강성과 체결 방법에 있어서 간소화된 전기체유한요소모델링방법을확인하기위해 주날개부의기초적단위인스파와벌크헤드를 체결하는전방힌지개수, 전 / 후방힌지체결 방법, 전 / 후방벌크헤드형상, 복합재 ( 전방스파, 상 / 하부스킨, 킬빔 ) 부재두께에따른요구도 평가가 이루어졌으며 이에 따른 유한요소 모델이 구성되었다. 또한 스마트 무인기의
11 가지하중조건을기반으로구조강도해석을수행하였다. 11 가지하중조건에대한전기체선형정적해석결과중, 변형률과응력이가장크게나타난부재인전 / 후방벌크헤드의상세응력해석을수행하였고, 좌굴특성이나타날수있는주날개부의스파와킬빔에대해서는선형좌굴해석을수행하였다. 2. 유한요소모델링방법연구 스마트무인기의주날개부와전 / 후방벌크헤드를체결하는러그의볼트형태는강체요소로구성하였다. 전 / 후방벌크헤드는 1D ROD 요소와 2D 쉘요소를사용하였고, 2D 쉘요소의중립면은전 / 후방스파와동일평면상에존재하도록모델링하였다. 킬빔에장착되는엔진은체결된러그의하중경로특성에적합하도록 Interpolation, 1D BAR, Rigid 요소를사용하여모델링하였다. 본논문에서모델링된스마트무인기의파트별유한요소모델구성은그림 1 과같다. 그림 2 벌크헤드러그모델링에대한 Trade-off 2.1 스파, 벌크헤드의유한요소모델구성중앙동체에주날개부의장착은전 / 후방스파와벌크헤드부재가사용되었으며, 전방스파와벌크헤드는러그를통해주날개부와중앙동체구조물에연결된다. 이때각각의러그에의해전달되는힘의경로특성이적합하게형성되도록강체요소의자유도를사용하여적합한모델링방법들을해석및결과검토를통하여결정하였으며, 후방스파와벌크헤드를체결하는데사용한볼트는가장보수적인방법으로여섯개의자유도를고정하는강체요소를사용하였다. 전방벌크헤드의체결방법을그림 2 에서의 STEP 1, 2 와같이구성하였을경우, 체결점에서과도한힘과모멘트가주날개부에서벌크헤드로전달되거나구조적으로존재할수없는힘과모멘트가발생하는것을확인할수있었고, Final STEP 과같이전방벌크헤드체결방법을구성한경우에는각독립변수에변위와힘이동일한것을확인하였다. 또한전방벌크헤드와스파를체결하는러그핀의중심점과벌크헤드의중립면불일치에의해발생될수있는모멘트를최소화할수있도록 2D shell 요소의 offset 기능을적용하였으며, 이에따라벌크헤드의구조적형상을그림 3 과같이설계변경하였다. 그림 1 스마트무인기의유한요소모델구성 그림 3 전방벌크헤드및러그설계변경
그림 4 후방볼트체결모델링에대한 Trade-off 또한, 후방벌크헤드와스파의체결모델링을기존의체결되는절점을일치시키는방법으로구성하였을경우, 간소화된후방벌크헤드의모델링으로인해러그부재의강성이생략되어구조적강도문제가발생할수있는문제점이내포되어있기때문에그림 4 에서의 Final STEP 과같이동일평면상존재하도록모델링하였다. 10 L52GSL Horizontal Tail Shear & Bending Min. Vertical Tail Torsion Min. Flight Mode 11 L52MSL Vertical Tail Shear & Bending Max. Flight Mode 2.2 주날개부, 킬빔유한요소모델구성주날개부의주요구조물인전 / 후방스파, 상 / 하부스킨, 리브그리고파이프와킬빔의복합재적층특성에적합하도록각부품및영역에따른두께 (ply 개수 ) 를모델링하였다. 마지막으로킬빔에장착되는엔진마운트체결부에구조적인힘의특성이적합하게전달되도록 Interpolation, Rigid, 1D BAR 요소를사용하였다. 각각의유한요소모델에대한변경된두께분포는그림 5와같다. 3. 전기체구조해석 3.1 하중조건틸트로터형무인항공기는크게이착륙시의헬리콥터모드와순항시의고정익모드의두가지기동형태로나눌수있다. 본연구에서는착륙조건을포함한 11 개의기본하중조건을사용하여유한요소해석을수행하였다. 해석에사용된각각의하중조건은표 1 에서상세히기술되어있으며, 각하중에 1.5 배를적용하여극한하중조건으로구조해석을수행하였다. 표 1 스마트무인기정적구조시험하중조건 No ID Load Condition Description Remarks 1 L3ZSL Wing Shear Max. Flight Mode 2 LH12M Wing Bending Max. Hovering Mode 3 LH1M Wing Torsion Min. Hovering Mode 4 LL2 Fuselage Vertical Shear Max. Landing Mode 5 LC4 6 LL6 7 LC10 8 L80MSL 9 L15FSL Fuselage Vertical Bending Moment Fuselage Lateral Bending Moment Fuselage Vertical Torsion Max. Fuselage Lateral Shear Max. Horizontal Tail Bending Moment Fuselage Lateral Bending Moment Flaperon Shear & Hinge Moment Max. Horizontal Tail Shear & Bending Max. Landing Mode Flight & Transition Flight Mode 그림 5 변경된유한요소모델두께분포 3.2 안전여유검토조건설계허용에대한강건성평가를위해스마트무인기전기체유한요소해석결과로부터각부품 ( 복합재, 금속재 ) 에대한안전여유 (MS: Margin of Safety) 를이용하여추가적인검토를수행하였으며, 그에대한상세한조건은다음과같은조건들을이용하였다. 먼저복합재부품은식 (1) 에기술한 Maximum Principal Strain Criterion 을사용하여파손지수를계산하였으며, 계산된파손지수로부터식 (2) 를통해안전여유를계산하였다. ε FI max 여기서강도, x X T Y t, ε ε y ε y abs( xy ) abs( yz ) x abs( xz ),,,,,, X C Y T Y C S xy S yz S xz X t, X c (1) M. S 1/ FI 1 (2) 는각각길이방향인장, 압축 Yc 는각각횡방향인장, 압축강도, S 는전단강도를나타낸다. 금속재부품은주응력 (Principal stress) 을이용하여강도를평가하였으며, 안전여유는식 (3) 을통해계산하였다. F tu, F MS tu 1 2 MS.. 1 여기서 2, F su.. 1, MS.. 1 (3) max F tu, Fsu 는금속재료의극한강도, 1, 는최대주응력을나타낸다. max 3.3 해석결과및검토 MD NASTRAN 을이용하여계산된 11 가지하중조건에대한스마트무인기전기체유한요소해석결과중검토대상부품인상 / 하부스킨, 전방스파, 전 / 후방벌크헤드,
킬빔에대한최대변위, 변형률및응력결과가도출되었으며, 대표적으로이륙시의하중조건에대한결과를표 2 에나타내었다. 표 2 각부품별구조해석결과 (LH12M, LH1M) 그림 6 전방벌크헤드 von Mises stress 분포 (LH1M) 표 3 각부품별구조해석결과 (LH12M, LH1M) 응력및변형률이최대치를보이는경우에대해서붉은색으로표시하였다. 11 가지하중조건에대한스마트무인기의전기체유한요소해석결과, 모든하중조건들에대해각부재가허용변형률에미치지않는안전한부재임을확인하였고그중에후방벌크헤드와전방스파는 Hovering Mode 의 Wing Bending 하중조건, 전방벌크헤드는 Hovering Mode 의 Wing Torsion 하중조건, 킬빔은 Landing Mode 의 Fuselage Vertical Torsion 과 Shear 하중조건에대하여최대응력과변형률이나타난것을확인하였다. 대표적으로이륙시의하중조건인 LH12M, LH1M 에대한주익과벌크헤드의변형률및응력분포결과는그림 5, 6 과같다. 구분부품 Critical Load Condition Ply 주날개부 중앙동체 동체 Min. M.O.S 전방스파 LH12M: Wing Bending Max. 40 0.29 상부스킨 LH12M: Wing Bending Max. 2 0.57 하부스킨 LH12M: Wing Bending Max. 8 0.52 전방벌크헤드, LH12M: Wing Bending Max. - 0.97 FS-1687 하부벌크헤드, LH1M: Wing Torsion Min. - 0.22 FS-2045 킬빔 LL6: Fuselage Vertical Torsion Max. Fuselage Lateral Shear Max. 1 0.25 3.4 안전여유조건을이용한강건성검토극한하중조건에서상 / 하부스킨, 전방스파, 킬빔, 전 / 후방벌크헤드에대한부재별안전여유는재질 ( 복합재, 금속재 ) 에따라식 (2), (3) 을통해계산하였으며, 최소안전여유결과는표 3과같다. 4. 상세해석 그림 5 주익 Min. Principal strain 분포 (LH12M) 전절에서전기체모델을이용한강건성평가해석을수행하여, 모든부품의강도가안전하다는평가를내릴수있었으나, 그중가장큰응력혹은변형률을보이는부품에대해서상세정적응력해석및좌굴해석을수행하였다. 4.1 상세응력해석 11 가지하중조건중에주날개와중앙동체를연결하는전 / 후방벌크헤드에 (FS0-1687, FS-2045) 대하여최대응력이나타나는하중조건 LH1M(Wing Torsion Min., Hovering Mode) 과
LH12M(Wing Bending Max., Hovering Mode) 에대한상세응력해석을수행하였다. 일반적인상세응력해석방법은그림 7 과같이전기체모델결과로부터작용점에힘과모멘트를사용하는방법과전기체모델결과로부터작용점에변위를사용하는방법으로나눌수있다. 본연구에서는후자의방법을통해상세응력해석을수행하였으며, 기존보다약 3 배높은요소밀도를갖는유한요소모델을사용하였다. 모든하중조건에대해서구조적으로안전한응력결과가도출되었으며, 전 / 후방벌크헤드및전방벌크헤드러그의상세해석을통한 von Mises 응력분포결과는그림 8~10 과같다. 그림 7 상세응력해석방법론 그림 8 전방벌크헤드의상세응력결과 그림 10 전방벌크헤드러그의상세응력결과 4.2 좌굴해석선형해석에서는구조물이안정적인평형상태에있다고보고구조물에힘을가했다가제거하면원래상태로되돌아오는것을가정하고있다. 그러나좌굴하중에도달하면, 구조물이불안정한상태로될수있으며, 추가의하중증가가없더라도변형이계속일어나는상태가될수있다. 이에따라본연구에서는착륙조건이포함된 11 가지하중조건중에주날개부의단위중하나인전방스파와킬빔에대하여좌굴해석검토가필요로한최대변형률하중조건인 LH12M(Wing Bending Max., Hovering Mode) 과 LL6(Fuselage Vertical Torsion Max. + Fuselage Lateral Shear Max., Landing Mode) 에대하여선형좌굴해석을수행하였다. 또한좌굴해석역시상세응력해석과동일한절차를통해전기체해석결과인변위를좌굴해석모델에강제변위로하중조건을부여하였다. 전방스파와킬빔의좌굴해석을통한고유치결과는표 4 와같으며, 각각의모드형태는그림 11, 12 와같다. 표 4 각부재의좌굴해석을통한고유치결과 부품 Critical Load Condition λ 전방스파 킬빔 LH12M Wing Bending Max. ; Hovering Mode LL6 Fuselage Vertical Torsion Max. Fuselage Lateral Shear Max. ; Landing Mode 16.642 1.7271 그림 9 후방벌크헤드의상세응력결과 그림 11 전방스파좌굴 Mode shape
그림 12 킬빔좌굴 Mode shape 5. 고유진동해석 고유진동해석은동적해석의가장기본이되는해석으로구조물이갖고있는고유한특성인고유진동수와고유벡터를구하는해석이다. 본연구에서는설계변경이이루어진주날개부의상 / 하부스킨및전 / 후방스파와전 / 후방벌크헤드, 그리고킬빔구조물을적용하여스마트무인기전기체모델에대한고유진동해석을수행하였다. 대표적인모드형상및모드에따른고유진동수결과는그림 13 과같다. 하중을담당하는대표적인부재에대한상세응력해석및좌굴해석을추가로수행하였다. 먼저전 / 후방스파, 벌크헤드그리고킬빔에대하여구조적으로전달되는힘의경로특성이적합하게형성되도록유한요소모델링방법을제시하였으며, 각부재의설계요건에적합하도록설계변경을수행하였다. 또한스마트무인항공기의착륙조건을포함한 11 개의하중조건에대한구조해석을통해각부재의구조적안전성을확인하였다. 추가적으로전 / 후방벌크헤드의최대응력을갖는 LH1M, LH12M 하중조건에대하여상세응력해석을수행하였고, 그결과전 / 후방벌크헤드의최대응력이알루미늄의허용응력인 448 MPa 에미치지않는안전여유를확보할수있었다. 또한 LH12M 하중조건에대하여전방스파와벌크헤드를체결하는부재인러그에대한상세해석결과관심영역에 ( 전방벌크헤드와연결된영역, 베어링영역제외 ) 에대한응력분포가 411 MPa 이하로서안전여유를확보할수있었다. 하지만, 핀이체결되는베어링영역에서의응력이과도하게발생하는문제점에대해서는추가적인검토가필요할것으로판단된다. 마지막으로, LH12M, LL6 하중조건에대하여전방스파와킬빔에대한좌굴해석결과고유치가 1 이상의값으로좌굴에대한구조적안전성이확인되었다. 후기 이연구는지식경제부지원으로수행하는 21 세기프론티어연구사업 ( 스마트무인기기술개발 ) 의일환으로수행되었습니다. 참고문헌 그림 13 스마트무인기고유진동해석결과 6. 결론 1. SUDC-DS-B1-02-001-R0 ( 비행체개발규격서 ), 2003. 2. FAR, Part 23- Airworthiness Standards: Normal, Utility, and Aerobatics Category Airplanes. 3. Chamis, C. C., "Test Methods and Design Allowables for Fibrous Composite ". 본연구에서는스마트무인기의 11 가지하중조건에대한전기체구조해석을수행하였으며,