Vol.12, No.1, pp.35-41 (2018) https://doi.org/10.20910/JASE.2018.12.1.35
고고도 장기체공 무인기용 기체구조 체결부 구조 해석
김현기,†·김성준·김성찬·김태욱 한국항공우주연구원
Structural Analysis of Fasteners in the Aircraft Structure of the High-Altitude Long-Endurance UAV
Hyun-gi Kim,†, Sung Joon Kim, Sung Chan Kim, Tae-Uk Kim
1Korea Aerospace Research Institute Abstract
Unmanned Aerial Vehicles (UAV) have been used for various purposes in multiple fields, such as observation, communication relaying, and information acquisition. Nowadays, UAVs must have high performance in order to acquire more precise information in larger amounts than is now possible while performing for long periods. At present, domestically, a high-altitude long-endurance UAV (HALE UAV) for long-term flight in the stratosphere has been developed in order to replace some functions of the satellite. In this study, as a part of structural soundness evaluation of the aircraft structure developed for the HALE UAV, the structural soundness of the fasteners of the fuselage and tail is evaluated by calculating the margin of safety(M.S). The result confirms the validity of the design of the fasteners in the aircraft structure of the UAV.
초 록
무인기는 관측, 통신중계, 정보 수집 등 여러 분야에서 다양한 목적으로 활용되고 있다. 최근 개발되 는 무인기는 장시간 체공을 하면서 현재 수준보다 정밀하고 다량의 정보 수집이 가능하도록 고사양의 성능이 요구되고 있다. 현재, 국내에서는 인공위성의 일부 기능 대체를 목적으로 성층권에서 장기간 비 행하기 위한 고고도 장기체공무인기가 개발되고 있다. 본 연구는 고고도 장기체공 무인기용으로 개발 중인 기체구조에 대한 구조 건전성 평가의 일환으로 동체 및 미익 체결부에 대한 안전여유 계산을 통 하여 구조 건전성을 평가하였다. 그 결과로, 개발 중인 무인 비행체의 기체 구조 체결부에 대한 설계 타당성을 확인하였다.
Key Words : High-Altitude Long Enduracne UAV(고고도 장기체공 무인기), Fuselage(동체), Vertical Tail(수 직미익), Horizontal Tail(수평미익), Margin of Safety(안전 여유)
Received: Aug. 12, 2017 Revised: Oct. 11, 2017 Accepted: Nov. 07, 2017
† Corresponding Author
Tel: +82-042-870-3531, E-mail: [email protected]
Ⓒ The Society for Aerospace System Engineering
1. 서 론
최근, 무인기 요구 성능에 대한 기대가 높아지고 있 는데, 성층권과 같은 고고도의 극한 환경에서도 장시 간 비행하면서 기상 정보 수집, 통신 중계, 정밀 관측 등 다양한 임무를 수행하도록 요구되고 있다. 그러나, 기존 대부분의 무인기는 단시간 동안의 임무 수행은 가능하지만, 극한환경에서 장시간 체공하면서 다량의
정보를 획득하는 것은 현실적으로 많은 제약이 있다.
무인기가 안정적으로 다양한 임무를 수행하기 위해서 는 고성능의 장비 탑재와 함께 성층권과 같은 극한환 경에서도 구조 건전성을 유지하면서도 가벼운 기체구 조의 개발이 필요하다.
해외의 대표적인 장기체공무인기 연구개발 사례로 영국 Qinetiq사의 제퍼(Zephyr)가 일주일 동안 장기체 공에 성공하였고[1], 현재도 성능향상을 위한 연구개 발이 진행중에 있다. 국내에서도 전기동력을 기반으로 하는 장기체공무인기에 대한 연구가 성공적으로 수행 되었는데[2], 최근에는, 경량 주익 스파(spar) 설계 연 구[3], 유연구조물에 적용되는 복합재 원형 스파 해석
기법 연구[4], 마일러 필름이 적용된 유연날개 해석기 법 연구[5], 국내에서 개발 중인 고고도 장기체공 무 인기의 기체구조에 대한 구조해석[6] 등 고고도 환경 에서의 운용을 목적으로 하는 장기체공 무인기와 관련 한 연구가 국내에서도 활발하게 진행되고 있다.
본 연구에서는 성층권 환경에서 장기체공을 목적으 로 개발 중인 고고도 장기체공 무인기용 기체구조의 구조해석 일환으로 동체-주익-미익 체결부에 대한 구 조 건전성 평가를 수행하였다. 본문 2장에서는 고고도 장기체공 무인기의 기체구조 개요를 설명하였고, 3장 에서는 각 체결부에 대한 안전여유(Margin of Safety) 를 계산하였다. 구조해석 전용 소프트웨어인 MSC-Nastran을 사용하였고, 수치해석 결과로 주요 체결부인 동체-주익, 동체-탑재장비 장착용 system floor, 미익 체결부에서의 안전여유 검토를 통해 체결 부에 대한 설계 타당성을 확인하였다.
2. 고고도 장기체공 무인기 기체 구조 개요
Figure 1은 고고도 장기체공 무인기용으로 개발 중 인 기체 구조의 유한요소 모델이다. 유한요소 모델에 적용된 총 요소 개수는 45,014개, 총 절점 개수는 41,471개로 구성되어 있다. 해석 모델 대부분의 영역 은 쉘(shell) 요소를 적용하였는데, 미익부 조종면 구 동을 위한 엑츄에이터(actuator) 모델링을 위해서 RBE2와 바(bar) 요소를 사용하였다. 참고로, 기체구조 제작에는 T-800급 복합재가 사용되었다.
Fig.1 Finite Element Model of HALE UAV[6]
주요 체결부는 동체-주익, 동체-탑재장비 장착용 system floor, 미익 체결부인데, 체결부에 대한 이해
를 돕기 위해 다음과 같이 동체와 미익부 구조에 대해 소개하였다.
동체에서 체결에 사용되는 부분은 크게 스킨(skin)과 프레임(frame)이다. 동체 스킨은 Fig.2와 같이 총 17 개 구역(zone 1~17)으로 분리하였으며, 이 중에서 4 개 구역(zone 3,6,7,8)에서 주익과 체결된다. 프레임은 탑재장비가 설치되는 system floor와의 체결에 사용된 다. 프레임은 총 7개(#10, #30, #50, #100, #105,
#110, #200)로 구성되는데, 이 중 4개 프레임(#10,
#30, #50, #100)이 system floor 체결에 사용된다.
Fig.2 Skin Area in Fuselage[6]
Fig.3 Arrangement of Frames in Fuselage[6]
수평미익의 주요 구조물은 전/후방 스파(spar), 리브 (rib) 그리고, 엘리베이터(elevator) 스파/리브로 구성 되어 있다. 엘리베이터 구동용 엑츄에이터가 좌/우 조 종면 사이에 설치된다. 수평미익 각 부재의 명칭과 위 치를 Fig.4에 나타내었다.
Fig.4 Finite Element Model of HT[6]
수직미익의 주요 구조물은 수평미익과 동일하게 전/
후방 스파, 리브, 러더(rudder) 스파/리브로 구성되며, 러더 구동용 엑츄에이터가 수직미익 리브와 조정면 리 브사이에 설치된다. 수직미익 각 부재의 명칭과 위치 가 Fig.5에 주어져 있다.
Fig.5 Finite Element Model of VT[6]
3. 체결부 구조 해석
3.1 동체-주익 체결부
Figure 6은 동체-주익간 체결점을 나타내고 있다.
체결점은 총 16개로 좌/우 각각 8개(P1∼P8)의 체결 점이 있으며, 체결부 직경은 6.35mm이다. Figure 6에 서 각 체결부의 위치는 P1/P2는 skin zone 3, P3/P4 는 skin zone 8, P5/P6은 skin zone 7, P7/P8은 skin zone 6에 위치한다(skin zone 번호는 Fig.2 참 조).
구조건전성 확인을 수행하기 위해서는 구조물에 작 용하는 임계하중 정보들을 확보해야 한다. 비행하중 해석에 의해 56개의 임계하중 조건을 구축하고 각 하
중들에 대한 평가를 통해 동체-주익 체결부에 가장 큰 영향을 미치는 하중은 돌풍조건(하중배수 3.5)으로 확 인되었다. 참고로, 돌풍조건에 의해 동체에 작용하는 하중은 Fig.7에 나타내었다.
각 체결부 지점에서의 하중을 구하는 방법은 Fig.7 의 임계하중을 적용하여 구조해석을 수행한 후, 패트 란(Patran)의 Result/Freebody 기능을 사용하여 체결 점에서의 작용하중을 구하게 된다. Figure 8은 체결점 P1에서 Result/Freebody 방법 의해 계산된 하중 정보 의 예를 보여주고 있다.
Fig.6 Fastening Part of Fuselage and Main Wing
Fig.7 Critical Load Case(Gust Condition) on Fuselage(unit : N)
Fig.8 Applied Load on Fastening Point P1
Figure 8에 나타낸 방법을 통해 동체 임계하중에 의 해 동체-주익간 체결부위에서 계산된 하중들을 Fig.9 에 나타내었다.
Fig.9 Fastening Load of Fuselage and Main Wing
체결부 건전성 평가시 체결부 작용하중에는 fitting factor 1.15를 고려하고, 각 체결부 영역에서 계산된 허용하중(allowable load)은 weight factor 0.95를 반 영하여 구조안전성 측면에서 보수적인 평가를 수행하 였다.
각 영역의 체결부 하중을 계산한 결과, skin zone 3 에서 최대하중이 발생하는 것으로 평가되었고, 해당 체결부의 최대하중은 fitting factor를 고려하여 900.45N으로 계산되었다. 참고로, skin zone 6의 체 결부 최대하중은 404.8N, skin zone 7의 체결부 최대 하중은 338.1N, skin zone 8의 체결부 최대하중은 662.4N으로 계산되었다.
Table 1은 동체-주익 체결부 건전성 검토 결과이 다. 체결부 허용강도에 영향을 주는 체결부 직경과 두 께 정보 및 각 skin zone의 체결부 허용 강도를 나타 내었다. 최대 하중은 zone 3에서 발생하지만, 해당부 위의 허용하중이 높아 안전여유는 1.6으로 충분한 안 전여유를 확보하는 것으로 계산되었다. 최소 안전여유 는 skin zone 8에서 0.81로 계산되었는데, 해당 부분 의 두께가 상대적으로 얇아 허용하중도 낮게 계산되었 기 때문이다. 이외 영역에서도 1.0 이상의 안전여유를 갖는 것으로 계산되어 동체-주익간 체결부 하중에 대 해 현재 설계는 구조 건전성을 확보하는 것으로 파악 된다. 참고로, 안전여유는 식 (1)과 같이 정의된다. 본 논문의 고고도 장기체공 무인기용 구조는 전체적으로 0.15 이상의 안전여유를 확보하도록 설계되었으며, 동 체-주익 체결부에서 설계 요구조건 이상의 안전여유를 확보하고 있는 것으로 확인되었다.
안전여유 작용하중허용하중 (1)
Zone 3 Zone 6 Zone 7 Zone 8 Fastening Load(N) 783 352 294 576 Critical Load(N)* 900.4 404.8 338.1 662.4 Diameter(mm) 6.35 6.35 6.35 6.35 Thickness(mm) 0.752 0.564 0.752 0.564 Allowable Load(N) 2367.5 1209.3 2367.5 1198.0
M.S. 1.63 1.99 6.00 0.81 Table 1 Margin of Safety(M.S.) of Fastening Part
between Fuselage and Main Wing
* Fitting Factor를 반영한 하중
3.2 동체-system floor 체결부
Figure 10은 동체내부에 장착되는 system floor와 장착 프레임을 보여주고 있다. System floor 는 프레 임 #10(체결점 ID #1∼#8), #30(체결점 ID #9∼
#16), #50(체결점 ID #17∼#24), #100(체결점 ID
#25∼#32)에 체결된다. Table 2는 각 system floor 체결점에 작용하는 하중 정보이다. Table 2의 체결부 최대하중은 프레임 #50의 ID #20에서 발생하며, 해당 하중값은 1,473N으로 계산되었다. 또한, 프레임 #50 의 ID #23에서도 1,428N의 발생하고 있는 것으로 볼 때 system floor 장착에 의해서 프레임 #50에서 가장 큰 하중이 작용하는 것으로 파악된다.
Table 3은 각 프레임에서 system floor 체결부 하 중에 대한 안전마진을 계산한 결과이다. 동체-주익 체 결부 안전여유 계산방식과 동일하게 작용하중에 대해 Fitting Factor 1.15를 적용하였다. 계산결과, 프레임
#50에서 최소 안전여유 1.1로 계산되었고, 프레임
#10, #30, #100에서는 2.1 이상의 안전여유를 갖는 것으로 계산되어 현재의 구조설계는 동체내부 system floor 장착에 대한 구조 건전성을 확보하는 것으로 파 악된다.
Fig.10 System Floor and Frame Location for Installation
No.
Frame ID Fx(N) Fy(N) Fz(N) Ps*
#10
01 2 -6 7 9
02 5 -2 -10 10
03 -30 -4 37 37
04 -25 -29 -9 30
05 0 -1 -14 14
06 6 3 10 10
07 -17 30 6 31
08 -39 12 24 27
#30
09 -65 -210 -184 279
10 32 -406 246 474
11 12 193 -123 229
12 19 529 306 611
13 11 418 245 485
14 -57 215 -187 285
15 28 -534 309 617
16 10 -196 -122 231
#50
17 -137 -362 -377 523 18 130 -658 447 796
19 -2 436 -275 516
20 58 1292 709 1473
21 148 600 432 739
22 -150 344 -368 503 23 46 -1254 683 1428
24 5 -426 -262 500
#100
25 70 -165 -132 212 26 -41 -390 217 446
27 -15 78 -78 110
28 -10 226 131 261
29 -38 387 215 443
30 69 169 -128 212
31 -10 -214 130 250
32 -15 -75 -79 109
Table 2 Fastening Load of System Floor
*Ps : Fastener 에 걸리는 하중
Frame
#10
Frame
#30
Frame
#50
Frame
#100 Fastening Load(N) 37 617 1473 446 Critical Load(N)* 42.6 709.6 1693.9 512.9 Diameter(mm) 4.76 4.76 4.76 4.76 Thickness(mm) 0.752 0.752 0.752 0.752 Allowable Load(N) 3963 2266 3679 3842
M.S. 92.1 2.1 1.1 6.4
Table 3 M.S. of Fastening Part in System floor
* Fitting Factor를 반영한 하중
3.3 미익 엑츄에이터 체결부
Figure 11은 구조해석을 위한 엑츄에이터 장착부 유한요소 모델이다. Figure 12는 미익부 엑츄에이터에 의해 수직미익과 수평미익부에 작용하중을 보여주고 있는데, 엑츄에이터에 의해 수직미익에는 246.1N이 작용하며(Fig.12(a)), 수평미익에는 31.73N의 하중이 작용(Fig.12(b))하게 된다. 엑츄에이터 하중을 반영한 구조해석 결과, 수직미익에서는 장착점 A에서 최소 안 전여유가 0.75로 계산되었고(Fig.13), 수평미익에서는 장착점 A에서 25.5의 최소 안전여유를 갖고 있는 것 으로 계산되어(Fig.14), 미익부 엑츄에이터에 의한 장 착하중에 대해서도 현재 설계안은 구조 건전성을 확보 하는 것으로 파악된다.
Fig.11 Finite Element Model for Fastening Part of Tail
Fig.12 Applied Load by Actuator for control surface in Tail
Fig.13 M.S. of Fastening Part of Actuator in Vertical Tail
Fig.14 M.S. of Fastening Part of Actuator in Horizontal Tail
4. 결 과
본 연구에서는 성층권 장기체공 무인기용으로 개발 중인 기체 구조 체결부에 대한 구조해석을 통해 구조 건전성을 검토하였으며, 그 결과는 다음과 같다.
- 동체-주익 연결부: 체결부 임계하중인 돌풍조건에 의해 발생하는 체결부 최대 하중은 스킨 zone 3에서 900.4N으로 최대이며, 최소 안전여유는 0.81@zone
#8로 파악됨.
- 프레임-system floor 체결부: 체결부 최대하중은 프레임 #50에서 1,473N이며 최소 안전여유는 1.1@
프레임 #50로 파악됨.
- 미익부 엑츄에이터 체결부: 최소 안전여유는 0.75@VT, 25.5@HT로 파악됨. 수평미익과 수직미익
의 안전여유가 큰 차이를 보이는 이유는 수평미익 엑 츄에이터에 의해 작용하는 하중이 상대적으로 낮은 수 준이고, HT의 설계하중이 VT 설계하중에 비해 상대 적으로 큰 하중이 이미 고려되었기 때문인 것으로 파 악된다.
체결부 건전성 평가결과로 동체-주익, 동체-system floor, 미익부 엑츄에이터 체결부에 대한 구조 건전성 을 확인하였다. 더불어, 본 연구를 통해 확보되는 성층 권 등의 극한환경에서 운용되는 경량 복합재 비행체의 구조해석 기법은 향후 다양한 장기체공 무인비행체 구 조 개발에 적용 가능하므로 국내 무인기 개발을 위한 기술 경쟁력 강화에 기여할 것으로 사료된다.
후 기
본 연구는 산업통상자원부와 민군기술협력진흥센터 의 지원으로 수행된 민군기술협력개발사업의 수행 결 과이며, 지원에 감사드립니다.
References
[1] “FAI Record ID No.16052” Federation Aeronautique International. Retrieved 4 December 2012
[2] S. Hwang, S. Kim, Y. Lee, “Developing High Altitude Long Endurance(HALE) Solar-powered unmanned Aerial Vehicle(UAV)” Journal of The Society for Aerospace System Engineering, Vol.10, No.1, pp.59-65, 2016
[3] J. W. Shin, S. W. Park, M. Lee, T. Kim, “Light Wing Spar Design for High Altitude Long Endurance UAV”, Journal of the Koreans Society for Aviation and Aeronautics, Vol. 22, No. 2, pp.27-33, 2014.
[4] S. J. Kim, S. Lee, S. C. Kim, T. Kim, S. Kim,
“Structural Design and Analysis for High Altitude Long Endurance UAV”, Journal of the Koreans Society for Aviation and Aeronautics, Vol. 22, No. 3, pp.68-73, 2014.
[5] S. J. Kim, D. H. Kim, J. Lim, S. W. Lee, T. Kim, S. Kim, “Structural analysis of flexible wing using linear equivalent model”, Journal of the Korea
Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol.43, No.8, pp.699-705, 2015
[6] H. Kim, S. J. Kim, S. C. Kim, J. Shin, S. Lee, S.
Park, T. Kim, “Structural Analysis of Fuselage and Empennage of High Altitude Long Endurance UAV”, Journal of The Korean Society for Aviation and Aeronautics, Vol.24, No.4, pp.35-43, 2016
