복합재료 선미익 항공기 날개 하중해석

In this study, the load analysis of a composite canard aircraft is performed numerically. Excel visual basic program for PC is used to calculate aerodynamic coefficients, loads and moments etc.. The basic data required for the load analysis such as aircraft configuration and dimension, parts and its weight and coordinate etc. are obtained from Catia modeling, measurement or material density. Aircraft weight, center of gravity, inertia moment, structural design speeds, wing load distribution, forces and moments are evaluated by using these data. V-n diagram is also represented for selecting critical loads applied to the wing and fuselage. The V-n diagram is investigated to decide the flight envelope of canard aircraft for design speed VA, VC, VD and load factor +3.8G, -1.52G at maximum weight of 2,573 lbs and sea level. In the future, the results of the wing and fuselage load analysis is to represented by using selected critical loads.

본 연구에서는 현재 개발중에 있는 복합재료 선미익 항공기의 날개에 작용하는 하중해석을 수행하였다. 중량, 공력계수, 구조설계속도, 하중 등을 계산하기 위해 사용된 Tool은 Excel에서 운용되는 Visual Basic 프로그램으로 계산에 많은 도움을 주었다. 하중해석에 기본적으로 요구되는 항공기의 형상치수, 부품의 종류 및 중량 그리고 좌표계 등은 Catia 모델링, 실제측정 또는 재료밀도 값 등을 이용해 구하였으며, 이들 자료를 통하여 항공기의 중량, 무게중심, 관성모멘트, 구조설계속도, 날개의 하중분포, 힘과 모멘트 등을 계산하였다. 또한 항공기의 날개 및 동체의 임계하중 조건을 선정하는데 필수적인 항공기의 V-n 선도를 도시하였으며, 이 V-n 선도는 항공기의 최대중량 2,573 파운드 및 해면고도조건에서 설계속도 $V_A$, $V_C$, $V_D$ 및 하중계수 +3.8G, -1.52G에 대한 비행범위를 제시하고 있다. 앞으로는 V-n 선도로부터 선정된 임계하중을 이용하여 해석된 동체 및 날개에 대한 하중을 제시하고자 한다.