KR101061188B1 - 항공기 면적곡선 분석 방법 - Google Patents

Abstract

본 발명은 항공기 면적곡선 분석 방법에 관한 것으로, 항공기 면적곡선 분석 장치를 이용한 항공기 면적곡선 분석 방법에 있어서, 상기 초기화 모듈이 3차원으로 설계된 항공기 형상을 입력 받고, 하나의 항공기 형상으로 모델링하는 단계, 상기 사용자 인터페이스 모듈이 사용자로부터 상기 항공기의 면적곡선을 분석하는 시작위치, 종료위치, 동체축 및 단면개수의 분석조건을 입력 받는 단계, 단면생성 모듈이 상기 시작위치에서 상기 종료위치까지 상기 동체축을 따라 수직으로 상기 단면개수만큼 복수의 평면을 생성하고, 상기 복수의 평면에 포함되는 항공기의 단면을 생성하는 단계, 면적곡선 분석모듈이 상기 항공기 단면의 단면적을 계산하고, 계산된 상기 단면적의 변화량과 기준 면적곡선을 비교 분석하는 단계를 포함한다.

이로 인해, 본 발명에서는 분석된 결과값을 이용하여 항공기의 설계가 원하는 면적곡선에 적합한지 여부를 알 수 있으며, 항공기 단면적 보정이 필요한 동체축 영역 및 동체축의 보정값이 자동으로 생성되어 보다 쉽게 항공기를 설계할 수 있다.

항공기, 면적곡선, 단면적, 동체축, 단면개수, 개념설계, 최적설계

Description

항공기 면적곡선 분석 방법{A method for analyzing aircraft area curve}

본 발명은 항공기 면적곡선 분석 방법에 관한 것으로, 보다 상세하게는 3차원으로 설계된 항공기의 형상이 기준 면적곡선에 적합하게 설계되었는지를 분석할 수 있는 항공기 면적곡선 분석 방법에 관한 것이다.

일반적으로 항공기는 3차원 CAD(Computer Aided Design, 이하 'CAD'라 함)으로 설계되며, 항공기를 설계하는 과정에서는 항공기의 기본적인 성능과 특성을 결정짓는 설계 요소들이 있다. 특히, 항공기의 감속 요인인 항력(drag)은 공력해석의 주요 분석 대상 중 하나로서, 항공기를 설계하는 과정에서 고려되는 항목이다.

항공기에 작용하는 항력은 형상항력(profile drag), 표면마찰항력(skin friction drag), 조파항력(wave drag), 유도항력(induced drag)으로 구성되나, 아음속 이상의 초고속 비행영역에서 항공기에 크게 작용하는 항력은 조파항력(wave drag)이다. 조파항력은 항공기의 고속 비행에 의해 아음속 영역에서부터 형성된 공기압축으로 인해 발생하는 충격파(shock wave)가 비행체 표면에 작용하여 생긴다. 특히 충격파가 발생하기 시작하는 음속근처(mach 0.8~1.2)에서 급격히 증가하는 조파항력은 초음속 항공기 설계에 있어 높은 추력을 가지는 엔진의 장착을 필요로 하 고 이로 인해 항공기의 중량과 연료 소비량이 증가하고, 결국 전투기의 작전반경이나 민항기의 운항거리를 감소시키는 요인이 된다.

Whitcomb의 면적법칙(area rule)은 이와 같은 초음속 항공기 설계 시 음속 근처에서 급격히 증가하는 항력계수의 증가를 완화시키기 위하여 1951년 미국의 NASA에 근무하던 Richard T. Whitcomb에 의해 실험적으로 발견된 법칙이다.

도 1은 Whitcomb의 풍동시험 결과를 나타내는 도면이고, 도 2는 Sears-Haack 물체의 면적곡선을 나타내는 그래프이다.

도 1에서 보는 바와 같이, 서로 다른 단면적 분포를 가지는 세 개의 항공기 모델에 대해서 풍동시험을 수행한 결과, 음속 근처에서 A형상에 비하여 B형상의 항력 계수의 중가는 2배인 반면, A형상과 유사한 단면적 분포를 가지도록 동체의 허리부분이 잘룩(waisted)하게 설계된 C형상의 항력 계수 증가는 A와 거의 유사하다는 사실을 발견하였다.

즉, Whitcomb의 면적법칙은 항공기의 전방에서부터 후방까지의 단면적 변화량이 Sears-Haack 물체와 유사한 분포곡선(도 2에 도시함)을 가져야 충격파에 의해 기체표면에 작용하는 압축파(compression wave)의 항공기 전방으로 작용하는 전방 영향성을 크게 하고 항공기 후방으로 작용하는 후방 영향성을 작게 하여 전체 항공기에 작용하는 조파항력을 줄일 수 있다는 법칙이다.

종래에는 3차원으로 설계된 항공기의 형상이 Sears-Haack 물체의 면적곡선에 적합하도록 설계되었는지 확인하기 위해서, 설계자가 수작업으로 3차원으로 설계된 항공기의 복수의 단면적을 Sear-Haack 물체의 면적곡선과 비교하였다. 항공기의 형 상을 얻기까지 수많은 설계 변경과 해석 작업이 반복적으로 수행되고, 이 작업이 수작업으로 수행되므로 종래에는 많은 시간과 비용이 소요되었다.

본 발명이 해결하고자 하는 기술적 과제는 3차원으로 설계된 항공기의 형상이 기준 면적곡선에 적합하도록 설계되었는지 분석하는 시간을 단축할 수 있는 항공기 면적곡선 분석 방법을 제공하는 것이다.

본 발명의 한 특징에 따르면, 3차원으로 설계된 항공기의 형상이 입력되는 항공기 면적곡선 분석 장치를 이용하는 항공기 면적곡선 분석 방법이 제공된다. 이 방법은, 초기화 모듈이 설계된 항공기 형상을 표시하는 단계, 사용자 인터페이스 모듈이 사용자로부터 상기 항공기의 면적곡선을 분석하는 시작위치, 종료위치, 동체축, 단면개수 등의 분석조건을 입력 받는 단계, 단면생성 모듈이 상기 시작위치에서 상기 종료위치까지 상기 동체축을 따라 수직으로 상기 단면개수만큼 복수의 평면을 생성하고, 상기 복수의 평면에 포함되는 항공기의 단면을 생성하는 단계, 면적곡선 분석모듈이 상기 항공기 단면의 단면적을 계산하고, 계산된 상기 단면적의 변화량과 기준 면적곡선을 비교 분석하는 단계를 포함한다.

본 발명의 실시 예에서는 3차원으로 설계된 항공기의 형상을 분석조건에 따라 면적곡선을 분석함으로써, 분석된 결과값을 이용하여 항공기의 설계가 원하는 면적곡선에 적합한지 여부를 알 수 있으며, 항공기 단면적 보정이 필요한 동체축 영역 및 보정값이 자동으로 생성되어 보다 쉽게 항공기를 설계할 수 있다.

아래에서는 첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명의 실시 예에 대하여 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 상세히 설명한다. 그러나 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시 예에 한정되지 않는다. 그리고 도면에서 본 발명을 명확하게 설명하기 위해서 설명과 관계없는 부분은 생략하였으며, 명세서 전체를 통하여 유사한 부분에 대해서는 유사한 도면 부호를 붙였다.

명세서 전체에서, 어떤 부분이 어떤 구성요소를 "포함"한다고 할 때, 이는 특별히 반대되는 기재가 없는 한 다른 구성요소를 제외하는 것이 아니라 다른 구성요소를 더 포함할 수 있는 것을 의미한다. 또한, 명세서에 기재된 "…부", "…기", "모듈" 등의 용어는 적어도 하나의 기능이나 동작을 처리하는 단위를 의미하며, 이는 하드웨어나 소프트웨어 또는 하드웨어 및 소프트웨어의 결합으로 구현될 수 있다.

이제 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 면적곡선 분석 방법에 대하여 도면을 참고하여 상세하게 설명한다.

도 3은 3차원으로 설계된 항공기 모델의 구조를 보여주는 사시도이다.

도 3에 나타낸 바와 같이, 항공기는 크게 캐노피(canopy)(10), 동체(fuselage)(20), 낫쎌(nacelle)(30), 주익(wing)(40), 수평미익(horizontal tail)(50) 등으로 구분되며, 각각을 포드(POD)라 한다. 항공기를 설계하는 과정에서는 대부분 각 포드별로 설계가 어느 정도 완성된 후에 각 포드를 합쳐서 하나의 항공기 모델로 결합한다. 그리고, 결합된 항공기 모델이 설계조건에 적합한지를 분석하고 설계조건과 맞지 않을 경우에는 다시 각 포드별로 수정한다. 항공기 설계과정에는 각 포드별로 설계하고 이를 합친 항공기 모델이 설계조건에 적합한지 분석하고 다시 각 포드별로 수정하는 과정을 반복한다. 본 발명에서는 항공기 모델이 5개의 포드로 구성되는 것으로 도시하였지만, 본 발명은 이에 한정되지 않고 하나 이상의 포드로 구성된 모든 항공기 모델에 적용 가능하다.

도 4는 본 발명의 실시 예에 따른 면적곡선 분석 장치의 개략적인 구성도이다.

도 4에 나타낸 바와 같이, 항공기 면적곡선 분석 장치는 초기화 모듈(100), 사용자 인터페이스 모듈(200), 단면생성 모듈(300), 면적곡선 분석모듈(400) 및 결과출력모듈(500)을 포함한다.

초기화 모듈(100)은 캐드 프로그램 등을 이용하여 3차원으로 설계된 항공기 모델의 형상을 입력 받고, 이전 면적곡선 분석 결과를 리셋하고, 각종 분석조건(시작위치, 종료위치, 단면개수, 동체축 등)을 초기화한다. 초기화 모듈(100)은 항공기를 구성하는 포드별로 설계된 형상을 입력 받아 하나의 항공기 형상으로 모델링한다.

사용자 인터페이스 모듈(200)은 사용자로부터 각종 입력값을 받아들이기 위한 GUI(Graphic User Interface) 환경을 제공하며 문자로 입력된 값을 숫자로 변환하여 단면생성 모듈(300)으로 전달한다. 이때, 사용자는 사용자 인터페이스 모듈(200)을 통해 항공기의 면적곡선을 분석하는데 필요한 분석조건을 입력한다. 여 기서 분석조건은 시작위치, 종료위치, 시작위치부터 종료위치까지 생성하고자 하는 단면개수, 복수의 단면이 생성되는 과정에서 기준이 되는 동체축 등이다.

단면생성 모듈(300)은 분석 시작위치에서 종료위치까지 사용자가 지정한 단면개수만큼의 평면을 동체축을 따라 수직으로 생성한다. 그리고, 단면생성 모듈(300)은 포드별로 단면을 생성한다.

면적곡선 분석모듈(400)은 포드별로 생성된 단면으로부터 면적곡선 특성값을 추출하고 계산한다.

결과출력모듈(500)은 면적곡선 분석모듈(400)에서 분석된 항공기 모델의 면적곡선 결과값을 사용자가 원하는 형식으로 변환하여 출력한다.

도 5는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 면적곡선 분석 방법을 나타내는 순서도이고, 도 6a 내지 도 6c는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 포드별 단면 생성 단계를 나타내는 도면이다.

초기화 모듈(100)은 항공기의 형상(OML, Outer Mold Line)을 구성하는 포드별로 설계된 형상을 입력 받아 도 3과 같은 항공기 형상으로 모델링하고(S501), 각종 분석조건을 초기화한다(S502).

사용자 인터페이스 모듈(200)은 사용자로부터 각종 분석조건을 입력 받는다(S503).

구체적으로, 도 6a에 도시한 바와 같이, 사용자는 사용자 인터페이스 모듈(200)에 분석하기를 원하는 포드의 개수를 지정하고(Volume Object 개수), 분석 시작위치, 분석 종료위치, 단면개수(섹션개수), 기준축(동체축(X)) 등을 입력할 수 있다. 도 6a 에서는 포드 개수를 5개로 설정하고 단면개수를 15개로 설정하였다.

도 6b에 도시한 바와 같이, 단면생성 모듈(300)은 사용자 인터페이스 모듈(200)에서 입력된 분석조건에 따라, 분석 시작위치에서 분석 종료위치까지 기준축(동체축 X)에 수직으로 단면개수만큼의 평면을 생성한다(S504). 그리고, 도 6c에 도시한 바와 같이, 단면생성 모듈(300)은 평면에 포함되는 포드별 단면을 생성한다(S505).

도 7a 내지 도 7c는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 면적곡선 분석 단계를 나타내는 그래프이다. 도 7a 내지 도 7c에서는 사용자가 단면개수를 30개로 설정한 항공기 면적곡선 분석 단계를 나타낸 도면으로, X 축은 항공기 동체축(X)이고 Y축은 S1에서 S30까지 각각의 동체축 위치에 대한 면적곡선 분석모듈(400)의 결과값을 나타낸다.

도 7a는 항공기 동체축(X)에 대해 항공기 동체축 단면적을 나타낸 그래프로서, 도 7a도시한 바와 같이, 면적곡선 분석모듈(400)은 단면생성 모듈(300)으로부터 입력되는 포드별 단면의 단면적을 계산한다(S506).

그리고, 면적곡선 분석모듈(400)은 하나의 동체축(X) 위치에서 생성한 평면과 각 포드 단면 사이의 최단거리를 비교한다(S507). 그 결과, 최단거리가 0이면, 평면과 포드 외형(surface)에 의해 형성되는 교차선을 만들고(S508), 교차선을 교차면으로 변환한다(S509). 면적곡선 분석모듈(400)은 각 포드에 대하여 교차면을 합산하여 하나의 동체축 위치에서의 동체축 단면적(S)을 계산한다(S510).

도 8을 참조하여 설명하면, 도 8은 하나의 평면에 2개의 포드가 포함되는 경 우를 예시한 도면으로, 동체축(X)을 기준으로 수직으로 형성된 평면에 2개의 포드(A), 포드(B)가 포함되는 경우, 면적곡선 분석모듈(400)은 평면을 기준으로 각 포드에 대하여 교차선을 형성한다. 그리고, 교차선을 교차면으로 변환하여 변환된 교차면을 합산하면 하나의 동체축 위치에서 동체축 단면적(S)을 계산한다.

면적곡선 분석모듈(400)은 교차면에 대해서 동체축 단면적(S)뿐만 아니라 교차면의 둘레길이, 무게중심 등을 계산할 수 있다.

이어, 면적곡선 분석모듈(400)은 계산한 동체축 단면적(S)이 Sears-Haack 물체(Sears-Haack’body)의 면적곡선(도 2에 도시함)에 적합하도록 설계되었는지 비교 분석한다(S511).

도 7b는 동체축(X)에 대한 최대단면적 대비 단면적율(S1)을 나타낸 그래프이고, 도 7c는 도 7b의 결과값을 미분한 동체축(X)에 대한 단면적 변화량(S2)을 나타낸 그래프이다.

면적곡선 분석모듈(400)은 도 7a 내지 도 7c에 도시한 그래프의 결과값을 결과출력모듈(500)으로 출력한다. 그러면, 결과출력모듈(500)은 결과값을 사용자가 원하는 형태의 파일(엑셀, 그래프, 워드 등)의 형태로 표시 출력한다.

이때, 도 7c에 도시한 바와 같이, 면적곡선 분석모듈(400)은 단면적 변화량(S2)이 Sears-Haack 물체의 면적곡선 이상인 동체축(예를 들어, S5~S7, S9~S11 등) 에서는 동체축의 단면적 변화량이 감소하도록, 단면적 감소율을 계산한다.

그리고, 면적곡선 분석모듈(400)은 단면적 변화량(S2)이 Sears-Haack 물체의 면적곡선 미만인 동체축(예를 들어, S7~S9, S11~S15 등)에서는 동체축의 단면적 변 화량이 증가하도록, 단면적 증가율을 계산한다.

계산된 단면적 감소율 및 증가율은 결과출력모듈(500)을 통해 사용자에게 출력된다. 여기서, 단면적 감소율 및 단면적 증가율은 단면적 설계 수정시 가이드값으로 활용된다.

이와 같이, 사용자는 면적곡선 분석모듈(400)에 의해 분석된 결과값을 이용하여 항공기의 설계가 원하는 면적곡선에 적합한지 여부를 알 수 있으며, 단면적 변화량 감소값 및 증가값을 토대로 동체축별 단면적 설계 보정 영역 및 동체축 보정값을 알 수 있다.

이상에서 본 발명의 실시 예에 대하여 상세하게 설명하였지만 본 발명의 권리범위는 이에 한정되는 것은 아니고 다음의 청구범위에서 정의하고 있는 본 발명의 기본 개념을 이용한 당업자의 여러 변형 및 개량 형태 또한 본 발명의 권리범위에 속하는 것이다.

도 1은 Whitcomb의 풍동시험 결과를 나타내는 도면이다.

도 2는 Sears-Haack 물체의 면적곡선을 나타내는 그래프이다.

도 3은 3차원으로 설계된 항공기 모델의 구조를 보여주는 사시도이다.

도 4는 본 발명의 실시 예에 따른 면적곡선 분석 장치의 개략적인 구성도이다.

도 5는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 면적곡선 분석 방법을 나타내는 순서도이다.

도 6a 내지 도 6c는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 포드별 단면 생성 단계를 나타내는 도면이다.

도 7a 내지 도 7c는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 면적곡선 분석 단계를 나타내는 그래프이다.

도 8은 하나의 평면에 2개의 포드가 포함되는 경우를 예시한 도면이다.

Claims (5)

1. 초기화 모듈(100), 사용자 인터페이스 모듈(200), 단면생성 모듈(300) 및 면적곡선 분석모듈(400)을 포함하는 항공기 면적곡선 분석 장치를 이용한 항공기 면적곡선 분석 방법에 있어서,

   (a) 상기 초기화 모듈(100)이 3차원으로 설계된 항공기 형상을 입력 받고, 하나의 항공기 형상으로 모델링하는 단계,

   (b) 상기 사용자 인터페이스 모듈(200)이 사용자로부터 상기 항공기의 면적곡선을 분석하는 시작위치, 종료위치, 동체축 및 단면개수의 분석조건을 입력 받는 단계,

   (c) 단면생성 모듈(300)이 상기 시작위치에서 상기 종료위치까지 상기 동체축을 따라 수직으로 상기 단면개수만큼 복수의 평면을 생성하고, 상기 복수의 평면에 포함되는 항공기의 단면을 생성하는 단계, 그리고

   (d) 면적곡선 분석모듈(400)이 상기 항공기 단면의 단면적을 계산하고, 계산된 상기 단면적의 변화량과 기준 면적곡선을 비교 분석하는 단계를 포함하고,

   상기 (d) 단계는,

   상기 복수의 평면 각각에 포함되는 포드별 단면적을 계산하는 단계,

   하나의 상기 평면에 포함되는 포드들의 단면적을 합산하여 동체축 단면적을 계산하는 단계,

   상기 동체축 단면적의 변화량과 상기 기준 면적곡선을 미분하여 비교하는 단계, 그리고

   미분한 상기 동체축 단면적이 미분한 상기 기준 면적곡선 이상이면 상기 해당 동체축의 단면적을 감소시키는 단면적 감소율을 계산하고, 미분한 상기 단면적이 미분한 상기 기준 면적곡선 미만이면 상기 해당 동체축의 단면적을 증가시키는 단면적 증가율을 계산하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 면적곡선 분석 방법.
2. 제1항에 있어서,

   상기 (a) 단계는,

   상기 항공기를 구성하는 캐노피(10), 동체(20), 낫쎌(30), 주익(40) 및 수평미익(50)의 포드별로 설계된 복수의 포드 설계가 입력되는 단계, 그리고

   상기 복수의 포드를 결합하여 하나의 항공기 형상으로 모델링하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 면적곡선 분석 방법.
3. 제1항에 있어서,

   상기 (d) 단계 중 포드들의 단면적을 합산하여 동체축 단면적을 계산하는 단계는,

   하나의 동체축 위치에서 생성한 상기 평면과 상기 포드 단면 사이의 거리를 측정하는 단계,

   하나의 상기 평면과 상기 포드 단면 사이의 거리가 최단거리 미만이면, 상기평면과 포드에 의해 형성되는 교차선을 만드는 단계, 그리고

   상기 교차선을 교차면으로 변환하고, 변환된 상기 교차면을 합산하여 하나의 동체축 위치에서 상기 동체축 단면적을 계산하는 단계를 포함하며,

   상기 최단거리는 상기 사용자가 입력하는 값으로 0인 것을 특징으로 하는 항공기 면적곡선 분석 방법.
4. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,

   상기 기준 면적곡선은 단면적 변화량이 Sears-Haack 물체의 단면곡선인 것을 특징으로 하는 항공기 면적곡선 분석 방법.
5. 삭제

Images