ARGON을 이용한 스마트 무인기 비행하중해석

신정우(Jeong Woo Shin),김성찬(Sung Chan Kim),황인희(In Hee Hwang) 한국항공우주학회 2005 韓國航空宇宙學會誌 Vol.33 No.7

스마트 무인기 비행하중해석을 위해서는 규정과 하중조건을 준비하고, 공기력, 중량 및 구조 모델링을 수행해야 한다. 항공기 비행하중 해석시 공기력은 일반적으로 패널방법을 이용하여 산출하게 된다. 본 연구에서는 하중해석을 위해 In-house 프로그램인 ARGON을 사용하였다. ARGON은 KARl와 TsAGI가 공동 개발한 고정익 항공기 설계 프로그램으로서 비행하중, 지상하중, 플러터 및 응력해석을 지원한다. 본 논문에서는 FAR 23급 항공기인 스마트 무인기의 비행하중해석을 ARGON을 이용하여 수행하였고 그 결과를 제시하였다. For flight loads analysis of Smart UAV, applicable regulations and loads conditions should be prepared in advance, and modeling for aerodynamics, weight, and structure should be performed. Panel method is usually adopted for aircraft loads analysis to obtain aerodynamic loads. In this study, ARGON which is a multidisciplinary fixed wing aircraft design software co-developed by KARl and TsAGI was used for loads analysis. ARGON can be utilized for flutter and stress analysis as well as for flight and ground loads analysis. In this paper, flight loads analysis of Smart UAV which is a FAR 23 category airplane was performed with ARGON and the results were presented.

전기체 구조시험의 덤프밸브 조절절차 개발

김성찬(Sung Chan Kim),김성준(Sung Jun Kim),황인희(In Hee Hwang) 대한기계학회 2003 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2003 No.11

The paper present a procedure of meter-out control method for dump valve in full-scale airframe test. Emergency stop. Which results in dump state. can be happened during full-scale airframe test by several causes, Because servo valve can´t control hydraulics actuator in the dump state, pressure in cylinder chamber may rise abruptly and overload can be acted to the test article. In this paper, the procedure and technologyb of orifice setting are investigated to protect to protect the test article from unexpected loads by dump. The test results show that the presentrd methods decrease peak loads and improve unloading characteristics of hydraulic actuators in the dump stete.

돌풍제어 모사시험용 유연날개 축소모델 설계 및 제작

김성찬(Sung-Chan Kim),이상욱(Sang-Wook Lee),황인희(In-Hee Hwang),홍창호(Chang-Ho Hong) 대한기계학회 2008 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2008 No.5

In this study, the method of designing and manufacturing of flexible wing scaled model for wind tunnel testing of gust loads alleviation(GLA) system was presented. In addition, the method proposed herein was validated by performing the modal testing of the flexible wing scaled model manufactured for demonstration purpose. The method proposed and validated in this study can be applied for the design and manufacturing of the actual flexible wing scaled model for GLA wind tunnel testing.

착륙장치 피로 시험평가

이상욱(Sang-Wook Lee),이승규(Seung-Gyu Lee),신정우(Jeong-Woo Shin),김태욱(Tae-Uk Kim),김성찬(Sung-Chan Kim),황인희(In-Hee Hwang),이제동(Jedong Lee) 대한기계학회 2011 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2011 No.10

For the fatigue design of aircraft landing gear, the safe-life approach is applied. The structural defects such as crack or detrimental deformation should not occur under the fatigue load spectrum depicting the whole lifetime usage of the aircraft. In the design phase, fatigue life of landing gear is estimated by analysis adopting the stress based approach since the fatigue of aircraft landing gear is generally high cycle fatigue. This utilizes S-N curves which are factored to produce design curves accounting for scatter and surface finish of the material. In the test and evaluation phase, fatigue test should be conducted for the full-scale landing gear to substantiate the fatigue requirement in the end. In this paper, the procedure for fatigue test and evaluation of aircraft landing gear is presented with real application cases.

착륙장치 피로 시험평가

이상욱(Sang-Wook Lee),이승규(Seung-Gyu Lee),신정우(Jeong-Woo Shin),김태욱(Tae-Uk Kim),김성찬(Sung-Chan Kim),황인희(In-Hee Hwang),이제동(Jedong Lee) 대한기계학회 2012 大韓機械學會論文集A Vol.36 No.10

항공기 착륙장치의 피로설계에는 안전수명 방법이 적용된다. 즉, 균열이나 유해한 변형과 같은 구조적 결함이 항공기 운용수명 기간을 모사하는 피로 하중 스펙트럼 조건에서 발생하지 않아야 한다. 일반적으로 항공기 착륙장치는 고주기 피로 환경에 노출되므로, 설계 단계에서 착륙장치의 피로 수명은 응력 기반의 해석을 통해 예측한다. 이를 위해 재료의 분산(Scatter) 및 표면처리 특성 등을 고려한 설계 S-N 선도를 구성하여 해석에 사용한다. 시험평가 단계에서는 실물 착륙장치에 대한 피로시험을 통해 피로설계 요구조건 충족 여부를 최종 검증한다. 본 논문에서는 항공기 착륙장치의 피로수명 해석 및 시험절차를 실제 적용 사례를 통해 제시하였다. For the fatigue design of aircraft landing gear, the safe-life approach is applied. Structural defects such as cracks or detrimental deformations should not occur under the fatigue load spectrum depicting the entire lifetime usage of the aircraft. In the design phase, the fatigue life of the landing gear is estimated analytically by adopting the stress-based approach because the fatigue of aircraft landing gear is generally high-cycle fatigue. This utilizes S-N curves that are factored to produce design curves that account for the scatter and surface finish of the material. In the test and evaluation phases, a fatigue test should be conducted for full-scale landing gear to substantiate the fatigue design requirement in the end. In this study, the procedure for the fatigue test and evaluation of aircraft landing gear is presented with real application cases.

과하중 방지기의 전기체 구조시험 적용에 관한 연구

김성찬(Sung Chan Kim),채동철(Dong Chul Chae),김성준(Sung Jun Kim),황인희(In Hee Hwang) 한국항공우주연구원 2003 항공우주기술 Vol.2 No.2

전기체 정적시험 치구설계 기술보고서

김성찬(Sung-Chan Kim),신정우(Jeong-Woo Shin),심재열(Jae-Yeul Shim),황인희(In-Hee Hwang) 한국항공우주연구원 2002 항공우주기술 Vol.1 No.2

항공기용 연료승압펌프 인증기법연구

김성찬(Sung-Chan Kim),이종원(Jong-Won Lee),황인희(In-hee Hwang),김준태(Jun-tae Kim),신동우(Dong-Woo Shin) 대한기계학회 2010 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2010 No.11

Qualification test items and certification procedure of fuel boost pump for rotorcraft are investigated in this paper. Minimization weight during the optimization design of fuel boost pump and certification procedure investigation are important. In this paper, some fundamental performance data was suggested for the rotorcraft fuel boost pump, and then the procedures for qualification test are presented.

회전익항공기용 연료탱크 충돌충격시험 수치모사 연구

김현기,김성찬,이종원,황인희,김경수,Kim, Hyun-Gi,Kim, Sung-Chan,Lee, Jong-Won,Hwang, In-Hee,Kim, Kyung-Soo 한국전산구조공학회 2011 한국전산구조공학회논문집 Vol.24 No.5

항공기 기체와의 체결부위가 많은 연료탱크는 체계연관성이 큰 대표적인 핵심 구성품 중의 하나로 다루어져 왔다. 회전익항공기에 광범위하게 적용되고 있는 내충격성 연료탱크는 항공기 추락 시 탑승자의 생존성 향상에 크게 기여하고 있다. 미육군에서는 항공기 추락 후 화재에 의한 인명손실을 원천적으로 방지하기 위해 군용 회전익기 역사의 초기 단계부터 연료탱크 고유의 내충격성에 관련된 군사규격을 제정하여 적용해 왔다. V-22 등의 잘 알려진 사례에 따르면 미군사규격(MIL-DTL-27422D)에서 요구하고 있는 연료탱크 충돌충격시험을 원활하게 통과하지 못하는 경우, 해당 연료탱크가 장착되는 항공기 자체의 개발일정에 심각한 지장을 초래한다. 연료탱크 충돌충격시험은 시편자체의 제작비용 및 준비기간이 상당히 소요되므로, 설계 초기단계부터 충돌충격시험에 대한 일련의 수치적 모사(numerical simulation)를 통해 실물에 의한 시행착오의 가능성을 최소화해야 한다. 본 연구에서는 충돌모사 프로그램인 Autodyn을 이용하여 연료탱크 충돌충격시험에 대한 수치적 모사를 수행하였으며, 그 결과로 구해진 등가응력 및 내부압력 평가를 통해 회전익항공기용 연료탱크의 내충격 성능을 고려한 설계방향을 제시하였다. Since aircraft fuel tanks have many interfaces connected to the airframe as well as the fuel system, they have been considered as one of the system-dependent critical components. Crashworthy fuel tanks have been widely implemented to rotorcraft and rendered a great contribution for improving the survivability of crews and passengers. Since the embryonic stage of military rotorcraft history began, the US army has developed and practised a detailed military specification documenting the unique crashworthiness requirements for rotorcraft fuel tanks to prevent most, hopefully all, fatality due to post-crash fire. The mandatory crash impact test required by the relevant specification, MIL-DTL-27422D, has been recognized as a non-trivial mission and caused inevitable delay of a number of noticeable rotorcraft development programs such as that of V-22. The crash impact test itself takes a long-term preparation efforts together with costly fuel tank specimens. Thus a series of numerical simulations of the crash impact test with digital mock-ups is necessary even at the early design stage to minimize the possibility of trial-and-error with full-scale fuel tanks. In the present study the crash impact simulation of a few fuel tank configurations is conducted with the commercial package, Autodyn, and the resulting equivalent stresses and internal pressures are evaluated in detail to suggest a design improvement for the fuel tank configuration.

인공신경망을 이용한 연료셀 형상 최적화 연구

김현기,김성찬,이종원,황인희,Kim, Hyun-Gi,Kim, Sung-Chan,Lee, Jong-Won,Hwang, In-Hee 한국전산구조공학회 2012 한국전산구조공학회논문집 Vol.25 No.1

회전익 항공기에 광범위하게 적용되고 있는 내충격성 연료셀은 항공기 추락 시 탑승자의 생존성 향상에 크게 기여하고 있다. 미육군에서는 항공기 추락 후 화재에 의한 인명손실을 원천적으로 방지하기 위해 군용 회전익기 역사의 초기 단계부터 연료셀 고유의 내충격성에 관련된 군사규격을 제정하여 적용해 왔다. 국외 전문제작 업체들은 장기간의 경험에 의존하여 연료셀을 개발하고 있으며, 충돌충격시험에 따른 시행착오의 결과를 설계 및 제작과정에 재반영하고 있다. 이러한 연료셀 충돌충격시험은 시편자체의 제작비용 및 준비기간이 상당히 소요되므로, 설계 초기단계부터 충돌충격시험에 대한 일련의 수치적 모사를 통해 실물에 의한 시행착오의 가능성을 최소화해야 한다. 본 연구에서는 충돌모사 프로그램인 Autodyn으로 연료셀 충돌충격시험에 대한 다수의 수치해석을 수행, 등가응력 분석을 통해 적절한 설계변수를 선정하였다. 또한 인공신경망과 모의풀림 방법을 연동시켜 연료셀 형상을 내충격성능 측면에서 최적화하였다. Crashworthy fuel cells have been widely implemented to rotorcraft and rendered a great contribution for improving the survivability of crews and passengers. Since the embryonic stage of military rotorcraft history began, the US army has developed and practised a detailed military specification documenting the unique crashworthiness requirements for rotorcraft fuel cells to prevent most fatality due to post-crash fire. Foreign manufacturers have followed their long term experience to develop their fuel cells, and have reflected the results of crash impact tests on the trial-and-error based design and manufacturing procedures. Since the crash impact test itself takes a long-term preparation efforts together with costly fuel cell specimens, a series of numerical simulations of the crash impact test with digital mock-ups is necessary even at the early design stage to minimize the possibility of trial-and-error with full-scale fuel cells. In the present study a number of numerical simulations on fuel cell crash impact tests are performed with a crash simulation software, Autodyn. The resulting equivalent stresses are further analysed to evaluate a number of appropriate design parameters and the artificial neural network and simulated annealing method are simultaneously implemented to optimize the crashworthy performance of fuel cells.