ABSTRACT
External stores on low-speed rotorcraft are subjected to various external forces depending on the aircraft's operating conditions. While there are different types of external forces, this paper focuses on flight loads as defined by US defense specifications. Flight loads consist of static and dynamic loads. Static loads on aircraft external stores include inertial loads resulting from aircraft maneuvers and aerodynamic loads caused by the downward flow of the main wing. To define the inertial load, the inertial load factor on external stores was calculated, while the minimum analysis case for aerodynamic load was derived from trim analysis of rotorcraft blades. The critical design load diagram was developed by combining these factors, and ANSYS was utilized to analyze the structural robustness under static loads. Based on the characteristics of the main wing, a finite element analysis was conducted using a vibration profile tailored to the actual operating environment and an impact profile suitable for the impact conditions. Structural robustness was further assessed through actual tests. This analysis provides essential data for airworthiness certification, allowing for the safe installation of external stores on low-speed rotorcraft.
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KEYWORDS: Flight loads, Structural robustness, Aircraft external store, Aerodynamic loads, Inertial loads, Finite element analysis
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KEYWORDS: 비행 하중, 구조 강건성, 항공용 외부 장착물, 공력 하중, 관성 하중, 유한 요소 해석
NOMENCLATURE
1. 서론
항공용 외부 장착물은 대상 항공기가 운용 요구조건에 따라 비행할 때 발생하는 다양한 하중이 전달된다. 항공기는 목적에 따라 요구되는 특정 운용 요구조건이 있다. 항공기는 특정 고도와 속도에서의 특정 자세를 유지해야 하며 이로 인하여 장착물에는 항공기 기동에 따른 정적 비행 하중이 발생하게 된다.
정적 하중은 항공기의 무게 중심으로부터 멀리 떨어진 장착물에 인가되는 관성 하중과 대기에 의해 발생하고 주 날개에서 발생하는 내리 흐름에 의한 공력 하중이 있다. 정적 하중은 항공기의 비행 중 장착물의 구조적 안전성을 판단하는데 있어 굉장히 중요한 요소이다. 이에 항공기 외부에 장착물을 설치하는 것에 있어서 공기역학 분야와 구조역학 분야에서 많은 연구가 이루어지고 있다[
1-
5]. 정적 하중은 미 국방 규격서인 MIL-STD-8591을 참고하여 관성 하중과 공력 하중으로 산출할 수 있다[
6]. 본 논문에서는 이를 기반으로 정적 하중을 산출하여 구조 강건성을 판단하였다.
항공용 외부 장착물은 회전익 항공기 양쪽 파일론에 장착되며 일반적으로 주 날개의 형상과 회전 주기에 의해 발생하는 동적 하중의 영향을 받게 된다. 동적 하중은 미 국방 규격서인 MIL-STD-810을 참고하여 Sine on Random 진동 프로파일로 산출할 수 있다[
7]. 해당 규격을 참고하여 장착물의 동적 구조적 안정성을 분석할 수 있지만 상대적으로 보수적인 접근 방법으로 인하여 실제 운용환경에서의 필요한 구조적 강성에 비해 과하게 설계될 수 있다는 우려가 있다. 이에 최근에는 항공기의 진동을 계측한 데이터를 기반으로 테일러링한 프로파일을 산출하는 연구도 이루어지고 있다[
8,
9]. 본 논문에서는 실제 계측한 진동 데이터를 기반으로 적합한 진동 프로파일을 산출하였고 이를 적용한 동적 구조 강건성을 분석하였다. 실제 제작한 장착물에 진동 프로파일을 가진하여 구조 강건성을 판단하였다.
2. 비행 하중 산출
2.1 경계조건 정의
대상 항공기는 최대 하중 20,000파운드 이상의 성능을 갖는 저속 회전익 항공기이다. 항공기는 항공용 외부 장착물을 장착할 수 있는 파일론(Pylon)을 한쪽당 두 개씩 총 네 개를 가지고 있다. 대상 항공기의 형상은
Fig. 1과 같다.
Fig. 1Platform configuration
파일론에는 장착물을 결합하기 위한 밤랙(Bombrack)이 장착된다. 밤랙은 장착물을 고정하지만 필요에 의해 낙하하기 위한 투하 장치(Ejection Unit)가 장착되며, 장착물을 고정하기 위한 클러치 볼트(Crutch Bolt)가 투하 장치를 기준으로 네 개가 배치되어 있다. 클러치 볼트의 끝 단은 자유롭게 회전 가능한 구조로 되어있으며 스웨이 브레이스(Swaybrace) 구조물과 결합되어 장착물의 표면에 수직한 방향으로 압축 하중을 가할 수 있도록 구성되어있다. 투하 장치 아랫면은 장착물의 러그(Lug)를 고정할 수 있는 두 개의 후크 구조물이 있다. 밤랙과 투하장치는 항공용 외부 장착물에 대한 참고 규격인 MIL-STD-8591에 적합하게 설계가 되어있다. 장착물을 고정하기 위한 구성품 형상은
Fig. 2와 같다.
Fig. 2Structure for installing the aircraft external store
장착물은 1,000파운드 급 중량을 갖는 항공용 외부 장착 목적 구조체이다. 1,000파운드 급 러그 두 개를 장착물 하드백에 14인치 간격으로 장착하였고, 클러치볼트의 압축력을 변형없이 지지할 수 있도록 하드백 구조물과 스웨이 브레이스 장착 구조물을 설계하였다. 장착물의 형상은
Fig. 3과 같다.
Fig. 3Aircraft external store configuration
2.2 비행 하중 정의
비행 하중은 대상 항공기의 운용 요구조건에 따라 달라지게 된다. 항공기의 속도는 부여된 임무에 따라 결정이 되며 중량은 탑승인원과 장착물 종류에 따라 결정이 된다. 이처럼 발생하는 비행 하중은 정적 하중과 동적 하중으로 정의할 수 있다. 정적 하중은 항공기의 무게 중심으로부터 멀리 떨어진 장착물의 무게 중심으로 인해 발생하는 관성 하중과 대기의 흐름과 주 날개에서 발생하는 내리 흐름에 의한 공력 하중이 있다. 동적 하중은 대상 항공기의 특성과 주 날개로 인해 발생하는 진동 하중과 운용 중 발생할 수 있는 충격 하중이 있다. 정적 하중은
Table 1과 같이 MIL-STD-8591 Appendix A와 Appendix C를 참고하여 정적 하중에 대한 설계 제한 하중을 산출한 뒤 이를 바탕으로 계산하였다.
Table 1MIL-STD-8591 static loads case
Table 1
|
Contents |
Details |
|
Appendix A |
Carriage design limit loads, general case |
|
Appendix C |
Carriage design limit loads, store carried on a helicopter aircraft |
동적 하중은
Table 2와 같이 MIL-STD-810 Method 514.6과 Method 516.6을 참고하여 진동 프로파일과 충격 프로파일을 산출한 뒤 이를 바탕으로 계산하였다.
Table 2MIL-STD-810 dynamic loads case
Table 2
|
Contents |
Details |
|
Vibration |
Method 514.6 – Helicopter vibration |
|
Shock |
Method 516.6 – Functional test |
3. 정적 하중
3.1 관성 하중 정의
관성 하중을 분석하기 위해서 외부 장착물 무게중심과 항공기 무게중심과의 상대적인 위치 정보가 필요하다. 항공기의 무게 중심은 비행체의 운용 조건과 장착물에 따라 달라지기 때문에 일반적으로는 특정할 수 없다. 이에 대상 항공기의 운항 메뉴얼에서 제시하는 기준을 따라
Fig. 4와 같이 메인 날개 회전축을 따라 연장한 가상의 선과 항공기 바닥면이 만나는 지점을 무게 중심으로 선정하였다.
Fig. 4Platform center of gravity point
관성 하중은 운동의 변화에 저항하는 힘의 일종이다. 이는 물체의 질량과 현재 운동 상태를 유지하려는 경향에 의해 발생한다. 관성 하중을 정의하기 위한 환경 요소를 산출하기 위해서는 기본적으로 대상 항공기의 비행 데이터가 필요하다. 하지만 대부분 항공기 비행 데이터는 매우 제한적으로 공개되기 때문에 이를 사용하기가 어렵다. 이에
Table 3과 같이 MIL-STD-8591에서 제시하는 회전익 항공기 관성 하중 계수를 참고하여 대상 항공기에서의 장착물 관성 하중 경우의 수를 정의하였다. 관성하중계수란 양력 대 무게의 비율이며 항공기 무게 중심에 가해지는 응력을 측정하는 지표이다. 관성하중계수는 무차원수이지만 일반적으로 중력가속도의 단위를 이용해서 표현한다.
Table 3MIL-STD-8591 inertia load factor for helicopter
Table 3
|
Condition |
nx [g] |
ny [g] |
nz [g] |
|
Symmetrical flight |
-1.75 to 1.61 |
-0.05 to 0.68 |
-4.03 to 2.76 |
|
Unsymmetrical flight |
-1.87 to 1.61 |
-0.65 to 1.78 |
-5.67 to 0.27 |
|
Landing with roll |
-1.07 to 1.07 |
-0.73 to 0.73 |
-5.67 to 2.07 |
|
Landing with pitch |
-0.88 to 0.88 |
-0.89 to 0.88 |
-4.76 to 0.36 |
3.2 공력 하중 정의
공력 하중을 분석하기 위한 이상적인 방법으로는 요구 운용조건에서의 공력 하중을 모두 계산하여 분석하면 좋겠지만 현실적인 시간과 자원의 한계로 최대한 분석 경우의 수를 줄여나가야 한다. 이에 기본적인 공력 계수 산출을 위해 Missile DATCOM을 적용하였다. Missile DATCOM은 전통적인 Missile 형상을 기반으로 공력 계수를 산출하는 준 경험식 기법이며 기초 설계 단계에서 적합한 공기 역학적 설계 도구를 제공한다. 이를 통해 장착물의 기초적인 공력 계수를 산출하여 설계 제한 하중 선도를 산출한 뒤 유한요소 해석 기법을 통해 상세한 구조 강건성을 분석하였다. 장착물에 작용하는 공력 계수 산출을 위해 장착물의 무게중심과 Missile DATCOM입력값을 정의할 필요가 있다.
Table 4는 장착물의 운용 환경에 대해 정의하였다.
Table 4Missile DATCOM parameter
Table 4
|
Altitude |
Sea level |
m |
|
Density |
Sea level |
kg/m3
|
|
Incidence angle |
5.0 |
degree |
|
αstore
|
+7.5 to -15.0 |
degree |
|
βstore
|
+30.0 to -30.0 |
degree |
MIL-STD-8591의 규격을 참고하여
Fig. 5와 같이 공력 하중이 가장 크게 작용하는 여섯 개의 포인트에 대해
Table 5와 같이 장착물의
αstore (Store Angle of Attack)과
βstore (Store Side Slip Angle)의 최대값과 최소값을 정의하였다.
αstore은 장착물의 받음각을 의미하며
βstore는 장착물의 옆미끄럼각을 의미한다.
Fig. 5MIL-STD-8591 design limit load diagram
Table 5Aerodynamic design parameter
Table 5
Design
Limit |
αstore
|
βstore
|
|
Min |
Max |
Point 1
Point 2 |
0.00 |
7.50 |
30.00
-30.00 |
Point 3
Point 4 |
-15.00 |
0.00 |
30.00
-30.00 |
|
Point 5 |
-15.00 |
7.50 |
30.00
-30.00 |
|
Point 6 |
0.00 |
7.50 |
30.00
-30.00 |
각도를 일정 구간으로 분할하여 최종 26개 경우의 수를 정의하였고 Missile DATCOM을 사용하여 장착물에 발생하는 공력 계수를 산출하였다.
3.3 설계 제한 하중 정의
장착물의 무게 중심점에 발생하는 정적 하중은 관성 하중과 공력 하중의 조합으로 계산할 수 있다. 관성 하중의 정의를 통해 장착물에 발생하는 관성하중과 공력 하중의 정의를 통해 경우의 수를 산출하였다. 또한 항공기의 장착 가능한 파일론 개수에 따라 경우의 수를 추가하였다. 모든 정적 하중의 경우의 수를 계산하여 힘과 모멘트 관계 선도를 작성하였다. 이를 통해 장착물 기초 설계 단계에서의 검증 요소인 설계 제한 하중을 정의하였다.
Fig. 6은 총 12개의 설계임계하중선도 중 Z축 방향 힘과 Y축 방향 힘에 대한 관계하중선도이다.
Fig. 6Design limit load diagram (Fz - Fy)
3.4 최대 공력 하중 조건 산출
장착물에 정적 하중이 작용할 때의 구조 강건성을 분석하기 위해 유한요소해석 기법을 사용하였다. 대상 항공기는 저속 회전익 항공기이기 때문에 주 날개에서 발생하는 내리 흐름에 의한 표면 압력이 정적 하중에 있어서 가장 주요한 하중이다. 설계 제한 하중을 분석하여 공력 하중에 의해 힘과 모멘트가 가장 크게 발생하는 최대 공력 하중 조건을
Table 6과 같이 식별하였다.
Fig. 7은 Y축 방향 모멘트가 가장 많이 발생했을 때의 표면 압력 데이터이다.
Table 6Max aerodynamic load case
Table 6
|
Case |
Aircraft external store condition |
βstore
[degree] |
αstore
[degree] |
Pylon |
|
Max Fx |
-15.0 |
30.0 |
4 |
|
Max Fy |
-15.0 |
-30.0 |
3 |
|
Max Fz |
-15.0 |
30.0 |
3 |
|
Max Mx |
4.5 |
-30.0 |
1 |
|
Max My |
7.5 |
-30.0 |
4 |
|
Max Mz |
1.5 |
-30.0 |
4 |
Fig. 7Surface pressure data (Max My)
3.5 최대 관성 하중 조건 산출
장착물의 대상 항공기는 저속 회전익 항공기이기에 공력 하중이 관성 하중보다 크다. 이에 최대 공력 하중 조건일 때의 관성 하중을 조합하여 정적 하중 조건을
Table 7과 같이 산출하였다.
Table 7Max inertial load according to aerodynamic load
Table 7
|
Case |
Aerodynamic
load |
Inertial force |
|
Fx [lbf] |
Fy [lbf] |
Fz [lbf] |
|
1 |
Max Fx |
429.3 |
143.8 |
-1435.2 |
|
2 |
Max Fy |
-85.2 |
442.8 |
-1240.1 |
|
3 |
Max Fz |
-7.0 |
-139.5 |
345.2 |
|
4 |
Max Mx |
-285.4 |
-139.1 |
-1512.0 |
|
5 |
Max My |
-185.1 |
-237.0 |
-1271.1 |
|
6 |
Max Mz |
-332.8 |
74.1 |
-1328.5 |
|
Case |
Aerodynamic
load |
Inertial moment |
|
Mx [lbf-ft] |
My [lbf-ft] |
Mz [lbf-ft] |
|
1 |
Max Fx |
-4305.2 |
1752.2 |
-214.7 |
|
2 |
Max Fy |
-5282.8 |
-802.1 |
-257.3 |
|
3 |
Max Fz |
7193.0 |
1279.5 |
-152.4 |
|
4 |
Max Mx |
7913.1 |
-1265.2 |
-124.8 |
|
5 |
Max My |
4196.7 |
-3495.8 |
66.5 |
|
6 |
Max Mz |
-5282.5 |
-1736.1 |
286.3 |
3.6 유한요소해석 모델 구축
정적 하중 조건이 장착물에 전달될 때 장착물의 구조 강건성을 분석하기 위해 유한요소해석을 수행하였다.
Fig. 8과 같이 단순화된 유한요소 모델을 개발하였고 공진 탐색 시험과 유한요소 해석 결과를 비교하여 모델 신뢰성을 검증하였다. 적용된 물성치는
Table 8과 같다.
Fig. 8Finite element method analysis model
Table 8Store material
Table 8
|
Subject |
Materials |
|
Main structure |
A7075-T651 |
|
Sub structure |
A6061-T651 |
|
Skins |
A5052-H32 |
|
Main joint part |
STS630-H1025 |
클러치볼트의 스웨이 브레이스 패드와 투하 장치와의 경계 조건은 러그가 체결되는 부분과 스웨이 브레이스 패드가 맞닿는 접촉 면적을 고정단으로 적용하였다. 유한요소해석 모델의 신뢰성 검증을 위하여 장착물의 공진 탐색 시험 결과와 공진 탐색 유한요소 해석 결과를 비교하였다. 구조물 특성상 상부 구조체와 하부 구조체는 비선형 경계 조건이다. 이에 하부 구조체를 제외한 상부 구조체에 대한 공진 탐색 시험을 수행하였고 공진 주파수 및 공진 형상을 확인하기 위해
Fig. 9와 같이 시험 환경을 설정하였다. 상부 구조물의 외팔보 형태 구조물에 X축 방향으로 가속도 센서 8개를 부착하여 공진 정보를 획득하였다.
Fig. 9Resonance exploration modal test configuration
각 센서에서 획득한 공진 정보를 동기화하여 작동 중 변형 형상(ODS)을 구하였고, 이를 공진 탐색 유한요소 해석 결과와 비교하였다. 최대 8% 수준 오차로
Fig. 10과 같이 공진 형상도 유사함을 확인하였다.
Fig. 10Compare ODS between modal test and FEM analysis
3.7 정적 하중 분석
검증된 유한요소해석 모델을 기반으로 장착물에 발생하는 정적 하중에 의한 구조 안정성을 분석하기 위해 유한요소 해석을 수행하였고, 이에 대한 결과는
Table 9와 같다.
Table 9Static load analysis result
Table 9
|
Load case |
Maximum
stress [MPa] |
Tensile
strength [MPa] |
Yield load
factor of safety |
|
Max Fx |
227 |
505.0 |
2.22 |
|
Max Fy |
268 |
505.0 |
1.88 |
|
Max Fz |
276 |
505.0 |
1.83 |
|
Max Mx |
292 |
505.0 |
1.73 |
|
Max My |
325 |
505.0 |
1.55 |
|
Max Mz |
318 |
505.0 |
1.59 |
분석 결과를 살펴보면
Fig. 11과 같이 상부 구조체와 하부 구조체의 결합부에서 응력이 집중되었다. 이는 장착물이 X축 방향으로 긴 형상이며 상대적으로 큰 중량의 하부 구조체가 외팔보 형태로 상부 구조체와 결합되어 있기 때문에 관성 하중에 많은 영향을 받았을 것으로 예측된다.
Fig. 11Static load analysis result (Y-Axis)
4. 동적 하중
4.1 진동 하중 정의
저속 회전익 항공기에 장착되는 장착물은 주 날개와 꼬리 날개 그리고 구동 장치에서 발생하는 진동의 영향을 주로 받는다. 연구 대상 장착물은 장착 위치에 의해 주 날개의 진동 영향을 가장 크게 받는다. 이에 장착물에 전달되는 진동은 항공기 주 날개의 특성을 기반으로
Table 10과 같이 진동 프로파일을 생성하였다.
Table 10Dynamic load vibration profile
Table 10
|
Random |
Frequency [Hz] |
PSD level [g2/Hz] |
GRMS |
|
10 |
0.001042 |
1.828 |
|
100 |
0.010 420 |
|
300 |
0.010 420 |
|
500 |
0.001 042 |
Sine
tone |
Frequency [Hz] |
Acceleration [g] |
|
Main Rotor RPM |
0.045 500 |
|
1st Harmonic |
1.290 000 |
|
2nd Harmonic |
1.875 000 |
|
3rd Harmonic |
1.125 000 |
Total
GRMS |
2.563 |
PSD란 파워 스펙트럼 밀도(Power Spectrum Density)를 의미하며 진동의 제곱값을 주파수로 나눈 값이다. 진동의 세기가 주파수에 따른 분포도를 표현하는데 사용된다. GRMS란 제곱평균 가속도(Gravity Root Mean Square)를 의미하며 가속도가 시간에 따라 변화하는 경우의 평균 가속도를 나타내는 값이다. 진동 레벨을 정량적으로 표현하는데 사용된다.
4.2 충격 하중 정의
항공기에 장착되는 장착물은
Table 11과 같은 Saw-tooth 충격 프로파일에 대해서도 구조적인 변형이 없어야 한다.
Table 11Dynamic load shock profile
Table 11
Functional
shock |
Saw-tooth pulse |
|
Peak acceleration [g] |
Pulse duration [ms] |
|
20 |
11 |
4.3 동적 하중 분석
정의한 동적 하중을 장착물에 인가하였을 때의 구조 강건성을 분석하였다. 동적 하중 분석을 수행하기 위해서는 장착물 전체 형상에 대한 고유진동수 분석을 우선 수행해야 한다. 만약 장착물의 고유진동수와 진동 프로파일의 Sine Tone 주파수가 중첩된다면 운용 환경에서 주 날개의 진동 영향으로 인하여 장착물에 공진이 발생할 수 있다. 장착물에 대해 공진 분석한 결과는
Table 12와 같다. 첫 번째 공진 주파수에서의 공진 형상은
Fig. 12와 같이 X축 회전이다.
Table 12Resonance frequency check
Table 12
Sine
tone |
Frequency
[Hz] |
Mode
number |
Resonance
frequency [Hz] |
|
1st peak |
4.3 |
- |
- |
|
2nd peak |
17.2 |
- |
- |
|
3rd peak |
34.4 |
- |
- |
|
- |
- |
1st mode |
43.6 |
|
4th peak |
51.6 |
- |
- |
|
- |
- |
2nd mode |
87.0 |
|
- |
- |
3rd mode |
100.8 |
|
- |
- |
4th mode |
185.9 |
Fig. 121st Modal analysis result
장착물의 1차 고유 진동수는 43.6 Hz로 대상 항공기의 Sine Tone 사이에 위치하였고 다른 Sine Tone 주파수는 모두 회피하였다. 이를 통해 장착물이 주 날개의 진동 영향을 적게 받도록 설계하였음을 확인하였다. 모달 분석한 결과를 바탕으로 진동 프로파일과 충격 프로파일을 장착물에 인가하였다. 진동 프로파일에 대한 구조 해석 결과는
Table 13과 같으며, 충격 프로파일에 대한 구조 해석 결과는
Table 14와 같다.
Table 13Dynamic load analysis result (Vibration)
Table 13
|
Axis |
Maximum
stress [MPa] |
Tensile strength
[MPa] |
Yield load factor of
safety |
|
X |
164.2 |
195.0 |
1.19 |
|
Y |
269.4 |
505.0 |
1.87 |
|
Z |
118.5 |
505.0 |
4.26 |
Table 14Dynamic load analysis result (Shock)
Table 14
|
Axis |
Maximum
stress [MPa] |
Tensile strength
[MPa] |
Yield load factor of
safety |
|
X |
139.7 |
195.0 |
1.40 |
|
Y |
231.0 |
505.0 |
2.19 |
|
Z |
77.6 |
195.0 |
2.51 |
동적 비행 하중이 인가되었을 때
Fig. 13과 같이 경계 조건에서 응력이 집중되었다. 이는 동적 비행 하중이 러그와 클러치볼트를 통해 장착물에 전달되어 장착물 전체가 회전하는 움직임을 만들기 때문으로 예측된다.
Fig. 13Dynamic load analysis result (Vibration, Y-Axis)
4.4 동적 하중 시험
유한요소해석을 통해 대상 항공기의 동적 하중에 대해 장착물의 구조적 강건성을 확인하였다. 이를 바탕으로 실제 장착물과 시험 지그를 제작하여
Fig. 14와 같이 가진기에 장착하였고 동적 하중을 인가하여 구조적 강건성을 판단하였다.
Fig. 14Dynamic load test configuration
진동 시험은 장착물에 축당 4시간 진동 프로파일을 인가하여 구조적 변형 여부를 확인하였다 진동 프로파일은 기준에서 +/-3 dB 이내로 제어되도록 시험하였다. 충격 시험은 진동 시험과 동일한 환경 조건에서 수행하였으며 축당 3회 양방향 충격을 인가하였다. 충격 시험은 응답 값을 최대한 제어하기 위해 점진적으로 충격량을 증가하여 수행하였다. 충격 프로파일은 15% 이내로 제어되도록 시험하였다. 시험 결과 구조적 변형은 없었다.
5. 결론
본 논문은 저속 회전익 항공기에 장착되는 항공용 외부 장착물에 대한 비행 하중을 산출하였고 비행 하중에 대한 장착물의 구조 강건성을 분석하여 구조적 안전함을 기술하였다.
장착물에 작용하는 비행 하중을 산출하기 위해 정적 하중과 동적 하중으로 나눠 정의하였다. 정적 하중의 요소인 공력 하중과 관성 하중을 계산하여 설계 제한 하중 선도를 작성하였고 이를 바탕으로 장착물에 작용하는 최대 정적 하중에 대한 유한요소 해석을 수행하였다. 분석 결과를 바탕으로 MIL-STD-8591에 기반한 정적 하중에 대해 구조적으로 안전함을 기술하였다. 동적 하중의 요소인 진동 하중과 충격 하중을 계산하여 유한요소 해석을 수행하였고 실제 장착물에 동적 하중을 인가하는 시험을 수행하였다. 분석 결과를 바탕으로 MIL-STD-810에 기반한 동적 하중에 대해 구조적으로 안전함을 기술하였다.
분석 결과를 통해 본 연구 대상의 항공용 외부 장착물은 대상 항공기에 장착할 수 있는 제한적인 구조적 강건성을 기술하였고 향후 외부 장착물 감항 인증의 기초 자료로 사용될 수 있다고 판단하였다.
REFERENCES
- 1.
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Biography
- Ji Hwan Park
Research Engineer in LIG Nex1. His research interest is static and dynamic structural analysis.
- Chang Bong Ban
Research Engineer in LIG Nex1. His research interest is weapon integration.
- Jong Hwan Kim
Research Engineer in LIG Nex1. His research interest is static and dynamic structural analysis.
- Sun Kyu Ahn
Research Engineer in LIG Nex1. His research interest is mechanical design.
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