• 한국산학기술학회논문지
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• 제13권5호
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• pp.1983-1989
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• 2012

본 연구에서는 외부 장착물이 존재하는 항공기의 안정성 검증을 위해 진동 및 구조해석을 수행하였다. 외부 장착물이 존재하는 경우, 외부 장착물 자체의 정확성 및 안정성을 위한 요구조건이 주어지며, 이와 동시에 외부 장착물이 항공기에 장착되도록 개조된 항공기 구조물의 안정성 문제가 중요하다. 따라서 본 연구에서는 정적 상태에서의 고유주파수 계산을 통한 공진 여부를 조사하고 발사기를 장착하기 위해 개조된 구조물에 작용하는 진동하중을 구하였다. 또한 로컬 모델링 방법을 이용하여 추가 장착 구조물의 구조적 안정성을 검토하였으며 지상 및 비행시험을 통하여 이를 검증하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제16권1호
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• pp.104-109
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• 2022

파일런 내부에 장착되는 외부장착물 분리장치(BRU)는 외부연료탱크나 외부무장 등의 외부장착물을 고정하는 역할을 하며, 비상시에는 외부장착물을 분리하는 역할을 한다. 특히, 외부장착물을 분리시킬 때 BRU에 의해 발생하는 하중을 펀칭하중이라고 한다. 본 연구에서는 파일런에 작용하는 BRU 펀칭하중 조건에서 파일런의 구조 건전성을 검증하기 위해 수행한 구조 정적시험 결과를 제시하였다. 구조 정적시험에서 외부장착물의 분리하중에 대한 구현방식과 BRU 펀칭하중 조건에 대한 시험 프로파일을 제시하였고, 각 시험에서 하중제어의 적절성을 판단하기 위해 하중 입력신호와 출력신호 사이의 오차를 비교하였다. 그리고, 파일런의 주요 위치에서 수치해석 결과와 시험에서 계측된 변형률을 비교하였다. 시험 결과, 시험수행 간에 시험하중이 잘 제어되었고, 수치해석이 시험결과를 잘 예측한 것으로 파악되었다. 최종적으로, 설계 제한하중과 설계 극한하중에 의해 수행된 구조 정적시험을 통해 본 연구에서 다루고 있는 항공기용 파일런은 외부장착물 분리하중에 대해 충분한 구조 강도를 보유하고 있음을 검증하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제16권3호
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• pp.99-104
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• 2022

항공기 파일런은 엔진이나 외부장착물을 주날개에 연결하고 파일런 자체에 작용하는 하중을 항공기의 주구조물로 전달하는 역할을 한다. 또한, 긴급상황이나 임무수행시 파일런에 탑재된 외부장착물을 분리하는 기능도 수행할 수 있어야 한다. 만약, 외부장착물 분리과정에서 주변기류나 기능적 문제로 외부장착물의 분리가 적절히 수행되지 않으면 항공기 안전에 심각한 영향을 줄 수 있기 때문에 항공기 적용 전에 파일런으로부터 외부장착물의 분리 안정성이 입증되어야 한다. 본 논문에서는 외부장착물인 외부연료탱크가 파일런으로부터 안전하게 분리가 이루어질 수 있는지 확인하기 위해 수행된 지상분리시험 결과를 제시하였다. 시험 결과로, 외부연료탱크가 시험치구로부터 분리된 후 투하 움직임을 고속카메라로 계측하고, 파일런으로부터 외부연료탱크의 분리 안정성을 확인하였다. 또한, 해당 시험결과는 실제 항공기에서의 외부장착물 분리 안정성 평가에 대한 기초 데이터를 제공할 수 있을 것으로 판단된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권3호
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• pp.211-219
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• 2008

본 연구에서는 삼차원 비정렬 비점성 유동 해석 코드를 이용하여 전투기 형상의 외부 장착물이 꼬리 날개에 미치는 공력 간섭효과에 대한 연구를 수행하였다. 수치적 기법으로는 격자점 중심(vertex-centered)에 기초한 유한체적법과 시간 적분을 위한 내재적인 point Gauss-Seidel 반복 계산법을 사용하였다. 해석 코드의 검증을 위해 전투기 형상에 대한 정상 유동 계산을 수행하였으며 결과를 실험 데이터와 비교하였다. 외부 장착물의 후류(wake)를 정확히 포착하기 위해 예상되는 후류 영역에 대해 국부적인 격자 조밀화를 수행하였으며 천음속 영역에서의 비정상 유동 해석을 통해 외부 장착물에서 발생하는 후류가 수평꼬리날개에 미치는 간섭효과를 확인하였다. 공력 간섭효과를 감소시키기 위한 대안으로는 뒷전 플랩 꺽임각(trailing edge flap deflection)을 고려하였으며 이에 대한 정량적인 감소효과를 제시하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권9호
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• pp.823-831
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• 2011

항공기 탑재 장비의 발달에 따라서 기존 운용 중인 항공기에 새로이 개발된 외부장착물을 추가하거나 교체하는 경우가 빈번히 발생하고 있다. 외부 장착물의 추가 및 변경은 기존 항공기의 전체적인 공력특성을 심각하게 변화시킬 수 있다. 따라서 요구되는 장착물 배열, 형상에 따른 유동 및 공탄성 현상의 파악은 항공기 개발단계 및 항공무장의 추가적인 개발 시 필수적으로 요구된다. 본 연구는 유체-공력 연계기법을 이용, 외부장착물의 형상에 따른 F-5 항공기 수평미익의 공탄성 특성변화에 대하여 검토하였다. 공기력 계산을 위하여 FLUENT 코드를, 구조 동특성 해석을 위하여 ABAQUS 코드를 사용하였으며, 전역지지 방사기저함수를 적용한 Code-bridge를 이용하여 입력 자료의 보간 및 사상을 수행하였다. 해석 결과 고려된 비행조건에서 외부장착물의 형상에 따른 수평미익의 공탄성 특성에 미소한 차이는 있었으나 플러터는 발생하지 않는 것으로 나타났다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제14권1호
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• pp.21-27
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• 2020

항공기는 임무수행을 위해 다양한 외부 장착물을 장착해야 한다. 이러한 외부 장착물은 경우에 따라서 구조적 불안정성을 발생시키는 원인이 될 수 있기 때문에 항공기와 외부 장착물 간의 영향성 평가가 필요하다. 이를 위해 외부 장착물을 반영한 항공기 동특성 해석을 수행하게 되는데, 항공기 동특성 해석용 유한요소 모델은 최소의 절점과 요소를 사용하면서도 해당 구성품의 동특성을 최대한 정확하게 모사할 수 있어야 한다. 본 연구에서는 MSC Patran/Nastran을 사용하여 외부 연료탱크와 장착 파일런의 동특성 해석용 스틱모델을 구축하였다. 등가 강도 계산을 위해 간단한 빔 이론을 적용하여 각 부품의 스틱모델을 구축하고 상세모델과의 모드 비교를 통해 생성된 스틱모델의 적합성을 확인하였다. 그리고, 외부 연료탱크가 장착된 파일런의 스틱모델 조립체의 모달해석을 수행하여 항공기 동특성 해석을 위해 요구되는 기본 모드들이 잘 추출되는 것을 확인하였다. 최종적으로 상세모델 조립체와 스틱모델 조립체 간 모드들의 오차를 비교하여 구축된 스틱모델 조립체가 항공기 동특성 해석용으로 사용될 수 있음을 확인하였다.

• 한국산업안전학회:학술대회논문집
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• 한국안전학회 2003년도 추계 학술논문발표회 논문집
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• pp.101-106
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• 2003

항공기 외부 장착물인 POD는 전자전 방해장치(ECM, electronic counter measures)로서 전자방해 장비 및 부분 부품인 전ㆍ후방 러그(lug)와 외부 케이스로 이루어져 있다. POD는 항공기 외부 동체 하단부 및 파일런(pylon)에 장착되어 작동하므로 항공기의 운용중 이륙부터 착륙간의 기동에 의한 피로하중을 주로 받게 되므로 POD 부품들에 대한 구조 건전성 확보하기 위해서는 MIL-STD-1530의 요구에 따라 내구성(durability) 및 손상허용설계(damage tolerance design) 의 평가가 요구되고 있다.(중략)

• 한국항공우주학회지
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• 제37권12호
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• pp.1252-1257
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• 2009

항공기의 외부장착물 분리해석이 가능한 Off-line 6-DOF 시뮬레이션 프로그램을 개발 하였다. 개발한 프로그램은 풍동시험이나 CFD 해석을 통해 구축된 공력 데이터베이스를 이용하여 외부장착물의 분리 궤적을 예측할 수 있다. 공력 계수의 계산에는 flow angle 방법을 적용하였으며 분리 궤적 계산에는 사출력과 구속 조건의 적용이 가능하도록 하였다. 개발한 프로그램을 이용하여 군용항공기의 분리 궤적을 계산하였으며 이를 CTS 시험 결과와 비교하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권4호
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• pp.269-275
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• 2017

전투기 형태의 항공기는 외부 장착물의 중량, 공력 특성 및 조합 형태에 따라 공력탄성학적 특성에 상당한 영향을 받게 된다. 따라서 항공기를 운용하기에 앞서 기본적으로 모든 외부 장착물 조합에 대한 공력탄성학적 안정성이 반드시 검증되어야 한다. 그러나 공력탄성학적 안정성을 분석하기 위해서는 항공기의 구조, 중량, 조종면 특성, 외부형상 등과 같은 설계 데이터가 필요함에 따라, 원칙적으로 항공기 플랫폼을 개발한 제작사 이외에는 적합성 입증을 수행하는데 상당한 제한이 따를 수밖에 없다. 그럼에도 불구하고 작전환경의 변화 및 항전기술의 발전으로 인해 원 제작사의 지원 없이 항공기를 운용하는 국가 또는 기관에서 자체적으로 신규 장착물을 장착해야 하는 상황이 있을 수 있다. 본 논문에서는 이와 같이 설계 데이터를 갖고 있지 않은 도입 항공기에 대해 신규 장착물을 장착하는데 필요한 공력탄성학적 적합성 입증 방안에 대해 기술하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권4호
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• pp.85-90
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• 2005