고양력 날개의 구조해석

김두만 한국항공대학 항공문제연구소 1991 航空問題硏究所 硏究誌 Vol.1 No.-

항공기의 이착륙거리의 단축과 이착륙 속도의 감소를 위하여 앞전 부착용 고양력 장치, 뒷전 부착용 고양력장치 및 동력형 고양력장치 등의 여러 가지 형태의 고양력장치가 개발되었고, 최근에는 복합재료가 그 우수한 특성으로 인하여 항공기 구조, 특히, 날개, 조종면 및 고양력 장치 등의 구조에 이용되고 있다. 고양력장치의 구조 해석을 위해서는 먼저 고려되어야 할 부분이 공탄성 해석 문제이다. 이는 공기력과 탄성력의 상호 간섭작용으로 나타나는 하중분포, 다이버전스, 조종면역효과등의 정적 공탄성 현상과 공기력, 탄성력 및 관성력의 간섭작용으로 발생하는 플러터, 버펫팅 및 공탄성 반응 등의 동적 공탄성 현상이 있다. 공탄성 문제는 2차 대전 초기까지만 해도 뚜렷한 역할을 하지 못했다. 왜냐하면 비행기의 속도가 상대적으로 낮았고, 설계범주에 규정되어야 할 항공기 구조에 요구되는 하중은 구조적으로 충분히 강하게 할 수 있어 대부분 공탄성 현상을 미리 배제할 수 있었다. 그러나 하중의 증가 없이 속도가 조금씩 증가하여 구조의 강성에 관련한 생각의 결핍이 항공기 설계자들로 하여금 여러 가지 문제들에 직면하게 되었고 바로 이러한 것이 공탄성문제의 심각성을 나타내게 된 것이다. 물론 공탄성문제의 심각성을 나타내게 된 것이다.

항공기의 비행성능 시험(Ⅰ)

이봉준 한국항공대학 항공문제연구소 1992 航空問題硏究所 硏究誌 Vol.2 No.-

날개끝 형상변화에 의한 유도항력 감소장치에 관한 연구

이봉준,이경준 한국항공대학 항공문제연구소 1992 航空問題硏究所 硏究誌 Vol.2 No.-

비행중에 항공기의 연료를 절약시키는 가장 중요한 요소는 항공기의 항력을 감소시키는 것으로서 본 연구에서는 연료 절약형 이음속 항공기의 개발을 위한 유도항력감소에 관한 기초적인 연구를 수행하였다. 날개의 형상에 따라 유도항력이 달라지므로 이 항력을 최소로 하는 날개끝의 형상에 대한 연구와 날개끝 와류를 제어하는 유도항력 감소장치에 대하여 이론해석 및 풍동실험을 통한 연구를 하였다. 날개끝의 형상으로는 날개 끝에 camber와 파형이 있는 새로운 crescent형 날개끝 모양에 대한 공력특성을 구하였다. 날개 끝에 장착하는 유도항력 감소장치로서 날개끝 strake, 방사형 다중슬롯에 대한 기술을 개발하였다. 여러 가지 모양의 날개끝 strake를 설계하여 직사각형 날개, 테이퍼형 날개 및 뒤젖힘 날개에 장착하여 수치해석 및 풍동실험을 통한 공력특성을 조사하였다. 날개 끝에 방사형으로 설치한 다중슬롯장치가 날개끝 와류를 제어하여 날개의 양항계수에 미치는 효과를 실험적인 방법으로 연구하였다. The most important factor in saving fuel during flight is the reduction of aerodynamic drag of the aircraft. In this study, a basic research has been carried out to reduce the induced drag for the development of fuel economical subsonic aircraft. The wing tip configuration and devices to reduce induced drag were investigated by numerical analysis and experiment. To study the aerodynamic characteristics of a wing tip shape, wind tunnel testing and numerical analysis were carried out for a newly developed crescent wing tip with camber and wavy tip shape. For the wing tip drag reduction devices such as wing tip strakes, and radial multiple slots were developed. Various shapes of wing tip strakes were designed and wind tunnel tests were conducted to investigate the aerodynamic characteristics of wing tip strakes for a rectangular wing, tapered and 35 degree swept back wing. An experimental study was performed for effect of the multiple slots which were formed at the wing tip radially on the coefficient of lift and drag of a wing by reducing the trailing vortex effect.

하드 디스크 기억장치의 회전하는 원판 위의 윤활유 손실의 통계학적 수치해석

황재혁 한국항공대학 항공문제연구소 1991 航空問題硏究所 硏究誌 Vol.1 No.-

공작기계 주축계의 오일에어윤활특성에 관한 연구

김석일,최대봉 한국항공대학 항공문제연구소 1992 航空問題硏究所 硏究誌 Vol.2 No.-

최근 오일에어윤활방법은 고속용 구름베어링에 대한 효과적인 윤활방법의 하나로서 많은 주목을 받고 있다. 본 연구에서는 공작기계의 생산성과 가공정밀도를 향상시키기 위한 노력의 일환으로 오일에어윤활방법에 기초를 둔 공작기계용 고속주축계를 개발하였다. 그리고 개발된 고속주축계의 성능을 평가하기 위한 일련의 윤활실험을 수행하였다. 특히 공작기계 주축계의 고속화에서 고려해야 할 윤활조건과 구조설계조건을 도출하기 위해서 공급유량, 주축회전수, 그리고 주축계의 구조가 베어링의 온도상승, 베어링의 온도분포, 그리고 주축계의 마찰토오크에 미치는 영향을 고찰하였다. Recently the oil-air lubrication method has attracted special interest as one of the effective lubrication methods for a high-speed rolling bearing. In this study, the high speed spindle system of machine tools based on the oil-air lubrication method is developed to reduce the machining time and to improve the machining accuracy. And a lubrication experiment for evaluating the performance of the developed spindle system is carried out. Especially, in order to establish the lubrication and structural design conditions related to the development of a high-speed spindle system, the effects of oil supply rate, rotational spindle speed and spindle system structure on the bearing temperature rise, bearing temperature distribution and frictional torque are investigated.

PLASMA 용사법에 의한 P/M 기판 코팅층의 내마모 특성에 관한 연구

송요승 한국항공대학 항공문제연구소 1992 航空問題硏究所 硏究誌 Vol.2 No.-

P/M Process와 프라자마 용사법의 접합은 코팅층과 모재사이의 결합력을 향상시키기 위해서이다. 따라서 Pre-sintering은 최적의 기관 조건을 만족시키며 또한 post-sintering조건은 결합력을 증대 시켜 최적의 내마모성을 부여하는 것이 본 실험의 목적이다. 결과적으로 post-sintering 조건들은 기계적 결합에서 금속결합으로 변화시켰으며 chromium carbide, Tungsten carbide 및 Triboco 분말은 매마모성을 150% 정도 향상시켰고, chromium carbide 는 가장 낮은 마찰계수를 나타냈다. Powder Metal Process and Plasma Spray Technology were combined to enhance the bond line integrity. The Pre-sintering conditions were determined to achieve optimum substrate strength and ductility. The post-sintering process was introduce to improve the bond line integrity. The optimum coating materials were chosen to improve the wear resistance. Consequently. The post-sintering process improved the bond line litergrity to change the mechanical bond to the metallurgical bond and the substrate density. Chromium carbide, Tungsten carbide and Triboco powder improved the wear resistance about 150%. The friction coefficient of chromium carbide had the lowest value than these of others.

비행시험과 관련되는 대기

윤승중 한국항공대학 항공문제연구소 1992 航空問題硏究所 硏究誌 Vol.2 No.-

항공기의 비행시험에 영향을 미치는 여러 요소중에서 대표적인 대기에 관해 여러 가지로 검토하고 각종 자료를 비행시험과 연관시켜 조사하였다. 즉, 비행과 관련되는 지상으로부터의 대기의 구성과 구조, 밀도, 압력 및 온도의 변화 그리고 항공기에 장착되어 대기의 자료 측정에 직접적으로 이용되는 고도계의 기초적인 분석을 비행시험과 관련하여 실시하였다. 첫째, 고도를 함수로 하여 온도의 변화를 고찰 했을때 지상에서 약 400km까지의 고도범위에서증감의 연속이 이루지는데 이처럼 온도에 의한 증, 감 곡선을 기준으로 하여 특정한 영역으로 대기를 구분하고 있다는 것. 둘째, 대기의 온도변화에 추가하여 밀도와 압력의 분포상태와 특징을 고찰하였다. 그림 1.2~1.7에서 조사된 바에 의하면 대기 중에서 이들 세 요소는 dirurnal effect, seasonal effect, solar effect등의 영향을 받으면서 밀도와 대기압선이 비슷하게 변화하는 과정을 발견할 수 있다. 셋째, 위에서 언급한 자료에 의해 대기의 물리적 특성은 가변적이고 이를 매체로 하는 항공기의 성능도 기단의 물리적 성질에 따라 일정하게 나타나지 않으므로 비행시험자료를 표준화 할 수 있는 어떠한 기준 상태를 정의할 필요가 있다. 즉 대기의 온도가 표준과 차이가 있을 때는 비표준 온도를 수정하여 얻어진 기압고도를 사용하므로, 어떠한 기상상태에서도 압력, 밀도, 기하학적 고도를 일정하게 적용시킬 수 있고 비행시험을 위한 고도로서 온도, 밀도, 압력 및 고도간의 관계를 간소화 하면서 체계화 할 수 있는 지오퍼텐셜고도를 정의하고 90km 이하의 고도가 이에 해당된다. 넷째, 특히 비행시험을 위한 고도는 압력측정방법을 이용하는 것으로서 압력계기로 주위압력 즉 기압고도를 측정하여 사용할 수 있으며 altimeter setting이라는 고도계 조절 방법으로 편차 수정이 가능하게 되었다. 실제는 29.92“Hg를 standard pneumatic altimeter의 창에 setting 함으로서 지시고도가 표준일 지오퍼텐셜 대기압과 동등하게 하여 사용하고 있음을 발견할 수 있다. 그러나 여기서는 전체적으로 비행에 영향을 미치는 대기에 관해서만 집중적으로 검토하였고 비행시험에서 대기의 변수들을 측정하는 장치에 대한 구체적인 분석은 차후로 미루었다.

압전 액츄에이터를 이용한 탄성보 진동의 경계제어

김종선 한국항공대학 항공문제연구소 1992 航空問題硏究所 硏究誌 Vol.2 No.-

이 연구에서는 적층형 압전소자를 이용하여 보의 경계조건을 능동적으로 변화시킴으로써 탄성보의 진동을 제어할 수 있는 방법을 제사하고 아울러 이에 관련된 해석을 수행하였다. 해석적 방법으로 Euler 보이론을 기반으로 운동방정식을 유도하고 연속체의 모우드 해석법을 이용하여 무한차원의 문제를 축약된 제어모델로 간략화 시켰으며 개회로계의 응답특성을 시간 및 주파수 영역에서 해석하였다. 또한 모델에서 제외된 모우드에 의한 영향을 분석하였으며 센서와 액츄에이터의 위치 선정방법도 함께 제시하였다. 다음으로 지상보상기의 경우 아날로그 회로를 이용한 제어 실험 뿐 만 아니라 퍼스널 컴퓨터 및 주변기기를 이용한 디지털 제어기로 실현하고 실험을 수행하여 시뮬레이션과 비교 보완하였다. 아날로그 및 디지털 제어방법 모두 시뮬레이션과 잘 일치하는 결과를 얻었으며 실험을 통하여 지상보상기를 이용한 탄성보의 경계제어방법의 유용성을 보였다. In this research, a boundary control method, which controls interior state by controlling the boundary conditions in boundary value problems, is proposed for the vibration control of flexible beam by using piezoelectric actuators. The governing equations are derived based on the Euler beam theory and the reduced model is obtained by modal truncation. The spillover effects caused by the uncontrolled high frequency modes are analyzed and suitable locations of sensors and actuators are also proposed. The lag compensator in analog and digital form is realized by using analog circuits consisting of operational amplifiers and a microcomputer with its peripheral devices. The efficiency of the proposed control scheme is demonstrated experimentally and compared with the simulation results.

항공기 구조시험

박명과 한국항공대학 항공문제연구소 1992 航空問題硏究所 硏究誌 Vol.2 No.-

고양력의 날개의 구조재료

최원종 한국항공대학 항공문제연구소 1991 航空問題硏究所 硏究誌 Vol.1 No.-