소형항공기의주익테일러링연구 Wing Skin Tailoring Study For a Small Aircraft 김진원 *, 이종원, 성기정, 김근택 ( 한국항공우주연구원 ) 1. 서론 항공우주연구원에서는복합재쌍발항공기개발과 4인승커나드형항공기개발에이어차세대항공기로개발중인 Glass/Carbon이주로사용된복합재전진익형항공기설계를진행중이다. 주익의최적화적층을위하여 MSC/NASTRAN을사용하여적층각과재료를선정하였고, 특히전진형날개를갖는주익의다이버젼스현상을줄이기위하여날개의비틀림을최소로할수있는여러적층형태에대하여상세연구를수행하였다. 그림 1 은개발기의조립도이며각부명칭을나타낸다. 주익은리브와샌드위치판 넬로이루어진외피로구성되고붐이주익에결합되어수평미익과수직미익을구성 한다. 스트레이크에는연료와함께주착륙장치가들어가며앞스파가들어있어 주익의하중을동체에전달한다. 동체는앞 / 뒤의벌크헤드로막혀있으며앞바퀴착륙장치와주착륙장치가각각장착 되며, 250 마력엔진이뒤벌크에서추력을제공한다. 다음그림 2 는개발기의삼면도를나타낸다. 동체바닥가운데에는킬빔이들어있 어수직전단력을전달하며조종계통이안을통과하게되어있어이를보호하는역 할도겸하고있다. 그림 3 과같이 R/C 모델을제작하여여러회에걸쳐개발기의안정성과조종성을 확인하였다.
1 Upper FSLG 10 Lower Cowl 21 Inner Flap 2 Lower FSLG 11 Upper Cowl 22 Outer Flap 3 Front Bulkhead 12 Strake UPR Skin 23 Aileron 4 Instrument 13 Wing UPR Skin 24 Boom 5 Keel Beam 14 Strake LWR Skin 25 Vertical Fin 6 Front Seats 15 Baffle 26 Rudder 7 Door 16 Baffle 27 Horizontal Stabilizer 8 Aft Seats 17 Spar 28 Elevator 9 Firewall 18 Rib 그림 1 개발기조립도
그림 2 개발기의삼면도 그림 3 R/C 모형기
다음그림 4 는구조해석을하기위한모델을나타낸다. PATRAN 을이용한모델로 셸요소 (CQUAD4) 가주로사용되었고 SUPORT 카드를사용하여강체운동을제거 하였다. 그림 4 개발기의삼면도 표 1 유한요소모델의주요부분요소및절점수붐 / 수직미익동체주익전체요소수 182 400 1,620 2,202 절점수 86 450 800 1,336
그림 5 주익체결방법 그림 5 는주익의체결방법을나타내며 좌 / 우스파 2 개가포개어져벌크헤드와함 께볼트로체결된다. 소형항공기는외피재료로우피, 나무등의재료가흔히사용되기도하며, 여러 가지이유로최근에는 Glass 와 Carbon 등의복합재료를사용한항공기가많이제 작되며다음과같은장점이있다 - 금속재료에대하여중량감소가가능하다 - 금속재료에비하여복잡한기계가공을생략할수있다 - 원하는대로부드러운곡면을손쉽게얻을수있어공력적으로유리하다. - Fastener 를사용하지않게되므로공정이간단해진다. 착륙장치의스트럿은 Glasss Fiber 와 Epoxy Resin(Epolite) 을사용한두터운타원 형의적층판 ( 약 2 in) 의형태로사용된다. 현재 Mockup 을제작하여조종계통의작동여부등을준비중이며, 2002 년 6 월경 에구조시험을실시하고 2003 년초에시험비행을할예정이다.
표 2 설계요구조건 Category 구조물재료유상하중객실폭최대항속거리순항고도실속속도최대상승률순항속도추진장치착륙장치전기계통판매가격인증 FAR 23, Normal Category 복합재료 (Glassfiber, Carbonfiber, Honeycomb Sandwich) 탑승인원 (4명), 적재화물 (200 lbs) 48" 이상 1000 nautical mile 이상 8000 ft 61 kt ( 플랩사용시 ) 이하 1000 fpm 이상 180 kt (8000 ft에서 ) 이상단발왕복동엔진, Pusher 형접개들이식 (Retractable) Tricycle type 28 VDC 대당 2.5억원수준국내형식인증 참고문헌 9, p.p.610에의하면가장적절한화이버의각도는스파라인을기준으로앞으로약 10 DEG 로제시하였다. 전진익의장점은높은받음각에서롤제어효과와롤댐핑개선과상반각효과의감소가가능하고고아음속에서충격파강도와조파항력의감소효과도있다. [ 참고 10] 2. 복합재료 주구조재료는항공기급에많이사용되는 Glass Fiber 와 Carbon Fiber 를이용한 적층한다. 다음표는개발기에사용된재료물성치를나타낸다. ( 단위 : psi & in)
표 3 복합재료의물성치 MID E L E T G LT ν thk/ply F LT F LC F TT F TC F S Description 1 2,262,593 2,262,593 391,603 0.123 0.0045 21,677 21,677 21,677 21,677 2,400 5-HARNESS 2 3,060,302 3,060,302 522,137 0.119 0.0100 22,391 22,391 22,391 22,391 2,400 8-HARNESS 3 15,033,188 1,219,770 533,740 0.280 0.0060 95,986 95,986 2,991 2,991 8,272 UNI-Carbon 4 7,701,518 7,701,518 482,977 0.048 0.009 59,521 59,521 59,521 59,521 8,999 BID-Carbon 3. 성형방법 - 성형틀 : 제품과동일한원자재를사용하여열팽창계수차이에따른치공구및제품손상을 최소한으로하고 100 대이상생산가능한구조물로설계함 ( 공차 ±0.8mm) 그림 6 주익체결방법
- 주익조립치구 : 위치보저이가능한스팉구조물위에주익스킨을고정시키고각종부품을조립 할수있도록 Tmplate 를장착할수있도록설계함 ( 공차 ±0.5mm) 4. 구조해석 그림 7 주익체결방법 구조해석을위하여극한하중으로전단및굽힘모멘트선도의형태로제공된하중을 작성된유한요소모델에부가하였다. 항공기는공중에떠있는상태에서하중을받 게되므로적절한경계조건을가하는것이곤란하므로 NASTRAN의 SUPORT 카드를사용하였으며기준점은스파의중심점으로하였다. 관성중량을가하기위하여는중량분포로부터얻어진 Station별하중을유한요소의절점에적절히분포시켰다. 전진익항공기의기체제작에사용될복합재료의설계물성을구하기위하여적층 판과 sandwich panel 에대한기계적강도실험 ( 인장, 압축, 전단 ) 들을 vacuum bagging oven 경화법을채택하여실시하였다.
- 적층판강도실험 가. 인장시험 ASTM D3039-76 시험규격에따라 MTS 장비로인장시험을실시하여탄성계수, 파괴강도및 Poisson's ratio 등을구하였다. Fabric 시편특성상 lamina 의적층 각도는모두 0 /90 로하며, 8 ply를적층하여시편을제작한후 diamond wheel saw로절단한다음양끝단에는알루미늄 tab을부착하여인장시편을완성시켰다탄성계수와 ν의측정을위하여 extensometer와 foil type two element strain gage 를사용하였다. 나. 압축시험압축시험은복합재료의정강도시험중에서비교적어려운항목이라고알려져있다. 실제실험에서시편규격의미세한오차나하중편심이있는경우에불안정성이쉽게발생한다. 따라서, 이와같은문제점들의영향을최소화하기위하여복잡한형태의실험치구들이제안사용되고있다. 인장시편의경우보다두꺼운 16ply의 0 /90 laminate로시편을제작하였다. Foil type single element strain gage를사용하여압축탄성계수를측정하였다. 다. 전단시험적층판의 in-plane shear modulus를측정하기위하여사용되는시험법에는 ±45 coupon과 off-axis coupon에대한 tensile test 방법및 rail shear test 등이있다. 본실험에서는 ASTM D351-76 규격의 ±45 coupon에 foil type two element strain gage를부착한후실험을실시하였다. - Honeycomb sandwich 물성시험기체제작에폭넓게사용될 honeycomb sandwich panel의물성시험을다음같이실시하였다. Face sheet로 HG 181과 HG 120 두종류의 glass/epoxy prepreg를사용하고 core로는 over-expanded와 hexagonal 두종류의 NOMEX honeycomb 을채택하였다. Laminate 제작시와같은 vacuum bagging oven process에의하여상하에각각 4ply의 0 /90 와 ±45 로적층된 skin을갖는샌드위치패널들을제작하였다. 샌드위치패널의강성율을구하기위하여 ASTM C393-62 규격의 four-point flex
test 를실시하였다. 이때, 복합재료면재 ( 面材 ) 중앙에 strain gage 를부착하여탄성 계수를측정하였다. 5. 해석결과및고찰 주익끝의최대처짐은약 18 인치정도이며비틀림을동반한다. 이비틀림은항공 기의조종안정성과관련이있으므로최소로할것이요구된다. 다음표 4 는주익의기본적층을글래스 [±45/±45/HC/±45/±45] 으로하고, Carbon Tape 를추가로스파웹라인기준으로위 / 아래외피에적층했을때의결과이다. 주 익의최소비틀림은약 10 ~ 15 Deg 사이에서일어남을알수있다. 또한, Carbon Tape 를더적층하면그효과가좀더크게발생함을알수있었다. 그러나주익의 단면이차모멘트가크기때문에그효과는그다지크지않음을알수있었다. 전진익날개는다이버젼스와붐구조물의플러터현상과동반할수있으므로추후 상세연구를할예정이다. 표 4 해석결과 ( 단위 : inch) (ULT) Carbon Tape 1ply 추가 Carbon Tape 2ply 추가 Node ID +0 + 5-5 + 10 ( 기본적층 +5 회전 ) + 10-10 +15 UPR Skin +15 LWR Skin -15 +45 + 10 1016 19.0 19.0 19.05 18.9 18.92 19.06 18.91 18.96 18.9 18.4 1208 17.9 17.94 17.92 17.93 17.92 17.9 17.92 17.84 17.88 17.5 비틀림각 1.80 1.73 1.85 1.65 1.65 1.90 1.62 1.65 1.67 1.47 *) 여기에서 + 비틀림각은 + LE Up 의미
참고문헌 1. BRUHN, E.F., "ANALYSIS AND DESIGN OF FLIGHT VEHICLE STRUCTURES", JACOBS PUBLISHING, 1973, 2nd EDITION 2. FAR 23, AIRWORTHINESS STANDARDS : NORMAL, UTILITY, ACROBATIC, AND COMMUTER CATEGORY AIRPLANES, FEB. 4. 1991 3. 김진원외, "4인승선미익형항공기구조해석 ", 한국항공우주학회추계학술발표대회, 2000. 11. 4. 김진원외, "4인승선미익항공기구조해석 ", MSC 11th Korea Users' Conference Proceedings, 2000. 10. 5. J.P. Caffrey and J.M. Lee, MSC/NASTRAN User's Guide - Linear static analysis, Version 68, The MacNeal-Schwendler Corporation, 1994. 6. MSC/NASTRAN Quick Reference Guide, Version 68, The MacNeal - Schwendler Corporation, 1994. 2. 7 김광수, 복합재료샌드위치로구성된상자보구조물의유한요소모델링, KARI- TR-RT-98011, 한국항공우주연구소, 1998. 9. 8 김광수, " 복합재료샌드위치로구성된상자보구조물의유한요소모델링 ", MSC 9th Korea Users' Conference Proceedings, 1998. 10., pp.375-386. 9. Darrol Stinton, The Design of the Aeroplane, Van Nostrand Reinhold co., 1983 10. 이상직, 전투기설계의기초, 경문사, 1995