공기 탄성과 항공기 설계의 중요성

항공기 설계에서 안전성은 매우 중대한 고려사항입니다. 구조와 공기역학의 복잡한 상호작용은 특히 안정성과 밀접하게 관련되어 있으므로, 설계 과정에서 공기 탄성을 철저하게 고려하는 것이 필수적입니다. 프로파일 섹션에서의 순환 제어는 상부 표면에서 생성되는 얇은 공기의 분출에 의해 크게 영향을 받을 수 있으며, 이는 코안다 효과를 통해 심지어 큰 플랩 향 상황에서도 공기의 분리를 방지하여 상당한 양력 증가를 가져옵니다.

날개 구조의 모달 감소와 공기탄성 모델링

항공기의 능동 순환 제어를 포함한 공기역학은 단순한 이론적 접근으로는 설명할 수 없어, 레이놀즈 평균 나비에-스토크스(RANS) 방정식을 사용한 수치 시뮬레이션을 통해 검토됩니다. 이러한 방식은 계산상의 노력을 필요로 하며, 복잡한 시스템의 제한된 분석만을 허용합니다.

 

Collaborative Research Center SFB 880 프로젝트의 일환으로, 날개 구조의 유한 요소 모델은 모달 감소 기법을 사용하여 축소되며, 이후 공기탄성 결합을 고려한 모달 공간에서 분석이 이루어집니다.

 

이 결과로 생성된 감소된 차수의 모델은 체계적인 안정성 평가를 가능하게 하며, 능동 순환 제어에 따른 동적 불안정성 두 가지, 즉 단순한 굽힘 플러터와 비틀림 플러터를 도출합니다.

 

이러한 플러터 현상은 저속에서도 발생할 수 있으며, 이는 착륙 접근과 같은 저속 비행 상황에서도 중요합니다. 구조적 진동을 능동적으로 제어하기 위해, 구조체는 액추에이터와 센서를 포함하는 제어 유닛으로 확장됩니다.

센서와 액추에이터를 활용한 변형 감지 및 조절

이 센서들은 구조의 변형을 감지하고, 액추에이터는 이에 대응하여 구조적 응답을 조절할 수 있도록 활성화됩니다.유체 역학과 구조 역학의 결합된 필드에서, 연구된 구조는 시공간 유한 요소 방법을 통해 정교하게 모델링 됩니다. 유체의 순환과 그에 따른 메쉬의 동적인 움직임은 상당한 회전을 포함하며 이는 전단-슬립-메쉬-업데이트(PS-SSMU) 방법과 같은 혁신적인 접근법을 사용하여 구현됩니다.

 

이 방법은 유체 메쉬가 회전하는 동안 속도와 압력의 변화를 정밀하게 추적하고, 압전 센서와 액추에이터가 내장된 회전판의 동작을 시각화합니다.변형에 의존하는 유체 흐름의 구조는 심지어 낮은 풍속에서도 시스템의 운동적 불안정성을 드러내며, 이는 잠재적으로 단기 고장을 초래할 수 있습니다.

 

풍동 실험과 병행하여 수행된 수치 시뮬레이션은 유체 흐름과 관련된 힘들이 압력 계수에 따라 어떻게 효과적으로 모델링될 수 있는지를 보여줍니다. 이러한 복잡한 유체 흐름 조건에서 압력 계수는 시공간 변동의 평균값으로 간소화되며, 측정된 압력 분포를 바탕으로 한 확률적 이산화는 스펙트럼 방법을 통해 이루어집니다.

 

결과적으로 시간 및 주파수 영역에서의 시스템 응답에 대한 확률적 분석이 제공됩니다.특히 자가 여기 메커니즘이나 공명 현상이 구조의 변형 거동을 불안정하게 만들 때, 바람 흐름과 구조의 상호 작용을 세밀하게 고려하는 것이 중요합니다.

 

이를 위해 나비에-스토크스 미분 방정식과 탄성 구조의 직접 결합을 포함하는 새로운 수치 해석적 접근법이 개발되었습니다. 이 방법은 공학 구조물의 응력-변형 거동과 진동 특성을 경계 조건에서 정밀하게 조사할 수 있도록 합니다.

통합 접근법과 구조적 무결성

이러한 통합된 접근 방식은 구조적 무결성을 확보하고, 공학적 설계의 안정성과 효율성을 크게 향상하는 데 기여합니다. 1920년대 초기, 군용 항공기는 특정 극한 하중 조건에 대응하기 위해 설계되었습니다. 이는 세 가지 비행 태도에 대한 하중 계수를 기반으로 했습니다.

 

잠수 복구의 시작, 풀업에서의 최종 복구, 그리고 역방향 비행. 반면, 민간 항공기 설계는 군사 실험에서 파생된 가속도 데이터를 사용하여 비행기의 총중량과 엔진 출력을 기준으로 하중을 산정했습니다. 당시의 공기역학 지식은 날개와 수평 꼬리날개의 하중을 정확히 예측하기에는 미흡했습니다.

 

따라서 비행 중에 항공기가 설계 하중보다 더 큰 하중을 견딜 수 있는지, 그리고 그럴 경우에 발생할 수 있는 유해하거나 영구적인 변형을 고려하지 않았습니다. 이 시기에 사용된 '안전 계수'는 명목상 2.0이었으며, 이는 종종 최종 하중과 가능한 최대 하중 사이의 비율로 해석되었습니다.

 

1930년대에 이르러, 미국 공군은 궁극적인 안전성 인자 1.5를 공식적으로 요구하기 시작했습니다. 이 초기에는 주로 꼬리 부분의 설계 하중에만 적용되었습니다. 더 많은 비행 데이터가 수집됨에 따라 이 기준은 모든 항공기 설계의 일반적인 기준으로 자리 잡았습니다.

현재 항공 규정과 안전 기준의 적용

FOSULT(Factor Of Safety Ultimate Load Test)의 적용과 함께 '제한 비행 외피'라는 개념이 개발되었고, 이는 항공기의 강도를 표준화하는 데 큰 역할을 했습니다. 이러한 발전은 각기 다른 비행기 종류마다 서로 다른 하중 계수를 적용하던 시대에서 벗어나, 모든 항공기에 대해 단일의 안전 기준을 설정하는 데 기여했습니다.

 

FOSULT의 진화에 관한 자세한 역사는 이미 다양한 항공기 유형에 대한 문서화를 통해 잘 설명되어 있습니다. 1934년 3월, 비행기 설계 지침서(HIAD) 개정 G에 따라 FOSULT 1.5는 공식적으로 공군의 설계 요구사항으로 채택되었습니다.

 

이 시점에서는 한계 하중 이상에서 비행기가 유해하지 않은 영구 변형을 견딜 수 있는 기준이 마련되었습니다. 이는 한계 하중을 초과하는 하중이 실제 비행 중에 발생할 수 있음을 인지하고, 이러한 상황에서는 검사와 필요한 경우 수리를 거쳐야 항공기가 다시 비행을 재개할 수 있도록 요구하는 규정이었습니다.

 

이러한 초과 하중은 통계적 분포(예를 들어 난류)로 인해 발생할 수 있으며, 특정한 사건(예를 들어, 항공기 수명 동안의 3-시그마 분포 한계를 초과하거나, 우주선 설계에 사용되는 신뢰 구간)으로 인해 독립적으로 발생할 수 있습니다.

 

FOSULT 1.5는 초기의 경험적 관찰에 따라 안전한 비행을 가능하게 했으며, 항공기의 제작과 비행 데이터 수집이 진행됨에 따라 고속 비행, 다양한 항공기 구성, 새로운 재료와 기동의 경험이 축적되면서 이 값이 발전했습니다.

 

현재, 연방 항공 규정(FAR) Part 25.303은 "특별히 명시되지 않는 한, 규정된 한계 하중에 1.5의 계수를 적용해야 한다"라고 규정하고 있습니다. 이 규정은 민간 및 군사 운송 분야에서 법적 효력을 가지며, 구조물에 가해지는 외부 하중에 대해 안전 마진을 제공합니다. 이러한 접근 방식은 항공기 설계의 안전을 보장하고, 비행 중 발생할 수 있는 예측지 못한 상황에 대비할 수 있는 법적 및 기술적 기반을 마련합니다.