Abstract
A parametric study has been conducted to evaluate the effects of finite element modeling methods on the internal loads, sizing and the weight of the multi-spar aircraft wing structures. The wing is idealized into total 18finite element models and subjected to 4typical external load conditions. An automatic sizing algorithm based on MSC/NASTRAN and MSC/PATRAN is developed. The results show that the critical part affection the internal loads and weight of the structure is wing skin. Effect of modeling of the spar and rib on the structural behavior is not manifest. On the contrast to the general expectation, the models using the bending-resistant elements show the heavier weight than ones by the elements without bending stiffness. From this results, designers of multi-spar wing are recommended to construct the finite element model considering the bending stiffness, or to check the characteristics of the structure before modeling.
본 연구에서는 다중스파 항공기 날개 구조물의 유한요소 이상화 방법이 날개의 내력분포, 치수 및 중량에 어떠한 영향을 미치는지를 살펴보았다. 구조물의 유한요소 이상화 방법에 따라 총 18가지의 날개 모델을 구축하고 4가지의 외부하중 조건을 적용하였다. MSC/NASTRAN과 MSC/PATRAN을 이용하여 모든 구조물이 주어진 하중조건 모두에 대해 허용치 이내의 응력과, 가공을 위한 최소치 이상의 치수를 가지도록 하는 알고리즘을 별도로 개발하였다. 해석결과 날개의 내력분포와 예상중략에 가장 큰 영향을 미치는 것은 외피이고, 스파나 립의 이상화 방법의 효과는 상대적으로 작은 것으로 나타났다. 일반적인 예상과는 달리 굽힘강성을 가진 요소들을 사용한 모델이, 굽힘응력의 효과로 인해, 굽힘강성이 없는 요소를 사용한 모델에 비해 더 큰 예상중량을 보이는 것을 알 수 있었다. 본 연구의 결과로부터, 설계자는 가능하면 모든 구조물의 굽힘강성을 고려한 해석을 수행하거나 그렇지 못할 경우 각 구조물의 특성에 대한 신중한 사전 검토를 거칠 것을 권장한다.
