KR101440506B1 - 내부 무장 통합 하중 해석 방법 - Google Patents

Abstract

본 발명은 스텔스 성능을 요구하는 전투기의 무장 발사시 내부에 있는 무장을 외부로 전개하는 런처 시스템의 구동을 위한 힘과 런처 시스템에 가해지는 하중을 통합적으로 해석하기 위한 통합 하중 해석 방법을 제공하는 것을 목적으로 한다.
상기 목적을 달성하기 위해, 본 발명에 따른 내부 무장 통합 하중 해석 방법으로서, 항공기의 내부에 차폐되어 있는 무장이 내부 무장 시스템을 통하여 발사 및 투하시 상기 무장의 발사 하중을 해석하는 단계(S100)와, 상기 무장의 발사 및 투하시, 상기 항공기의 무장창 덮개문의 하중을 해석하는 단계(S200)와, 상기 단계(S100)의 해석 결과와, 상기 단계(S200)의 해석 결과를 연계하여 통합 하중을 해석하는 단계(S300)를 포함하는 것을 특징으로 한다.

Description

내부 무장 통합 하중 해석 방법{METHOD OF ANALYSING LOAD FOR INTERNAL WEAPON SYSTEM}

본 발명은 내부 무장 통합 하중 해석 방법에 관한 것으로, 특히 스텔스 성능을 요구하는 전투기의 무장 발사시 내부에 있는 무장을 외부로 전개하는 런처 시스템(Launcher system)의 구동을 위한 힘과 런처 시스템에 가해지는 하중을 통합적으로 해석하기 위한 통합 하중 해석 방법에 관한 것이다.

일반적으로, 날개 끝 단 또는 파일론(pylon)에 장착/발사하는 일반적인 기존 전투기와는 달리 RCS(Radar Cross-Section)를 줄여야 하는 스텔스 전투기는 모든 무장을 내부화하여야 한다. 이와 같이 내부에 차폐되어 있는 무장은 내부 무장 시스템(Internal Weapon Bay System)을 통하여 발사/투하(도 1 참조)된다. 예를 들어, 폭탄 투하의 경우 덮개 문이 열리고 기존 방식과 유사한 방식으로 폭탄을 투하하지만, 공대공 미사일의 경우 런처 시스템(Launcher system)을 거쳐 공대공 미사일이 밖으로 나와야 발사를 할 수 있다.

이러한 공대공 미사일의 발사를 위한 런처 시스템이 펼쳐지는 천이 과정 동안, 기체에 어떠한 영향을 끼치는지에 대한 불안정(unsteady) 구조/동력/동역학을 고려하는 종합적인 검토가 필요하다. 특히, 구조물 설계 및 구동기 선정 등을 위해 통합 하중 해석이 필수적이다. 게다가, 내부 무장 시스템이 적용되는 기체는 주로 전투기임을 고려하면 다양한 고기동 상태의 전투기 하중 해석이 필요하다.

본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로서, 그 목적은 스텔스 성능을 요구하는 전투기의 무장 발사시 내부에 있는 무장을 외부로 전개하는 런처 시스템의 구동을 위한 힘과 런처 시스템에 가해지는 하중을 통합적으로 해석하기 위한 통합 하중 해석 방법을 제공하는 것이다.

상기 목적을 달성하기 위해, 본 발명에 따른 내부 무장 통합 하중 해석 방법으로서, 항공기의 내부에 차폐되어 있는 무장이 내부 무장 시스템을 통하여 발사 및 투하시 상기 무장의 발사 하중을 해석하는 단계(S100)와, 상기 무장의 발사 및 투하시, 상기 항공기의 무장창 덮개문의 하중을 해석하는 단계(S200)와, 상기 단계(S100)의 해석 결과와, 상기 단계(S200)의 해석 결과를 연계하여 통합 하중을 해석하는 단계(S300)를 포함하는 것을 특징으로 한다.

또한, 본 발명에 따른 내부 무장 통합 하중 해석 방법은, 상기 단계(S100)에서, 상기 무장의 발사 하중의 해석은 구조 해석과, 공력 해석과, 동역학 거동 해석을 수행하는 것을 특징으로 한다.

또한, 본 발명에 따른 내부 무장 통합 하중 해석 방법은, 상기 구조 해석은 유한요소해석 기법으로 수행하고, 상기 공력 해석은 패널 해석 기법으로 수행하며, 상기 동역학 거동 해석은 동역학 거동 해석 프로그램인 ADMAS(Multi-body Dynamics)를 이용하여 수행하는 것을 특징으로 한다.

또한, 본 발명에 따른 내부 무장 통합 하중 해석 방법은, 상기 유한요소해석 기법에 의해 생성된 상기 항공기의 제 1 구조에 상기 패널 해석 기법을 이용하여 플렉시블 바디(Flexible Body)를 갖는 상기 항공기의 제 2 구조를 생성하고, 생성된 상기 제 2 구조에 상기 동역학 거동 해석을 이용하여 공력 하중을 부가하는 것을 특징으로 한다.

또한, 본 발명에 따른 내부 무장 통합 하중 해석 방법은, 상기 단계(S200)에서, 상기 항공기의 무장창 덮개문의 하중의 해석은 구조 해석 및 공력 해석을 수행하는 것을 특징으로 한다.

또한, 본 발명에 따른 내부 무장 통합 하중 해석 방법은, 상기 공력 해석은 상기 무장창 덮개문 전체에 분포하는 압력을 패널해석 기법을 이용하여 해석하는 것을 특징으로 한다.

또한, 본 발명에 따른 내부 무장 통합 하중 해석 방법은, 상기 단계(S100)에서, 상기 내부 무장 시스템이 전개되는 동안 탄성에 의한 무장 위치의 변화를 해석하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.

본 발명에 의하면, 스텔스 성능을 요구하는 전투기의 무장 발사시 내부에 있는 무장을 외부로 전개하는 런처 시스템의 구동을 위한 힘과 런처 시스템에 가해지는 하중을 통합적으로 해석하기 위한 통합 하중 해석 방법을 제공하는 효과가 있다.

도 1은 일반적인 내부 무장 시스템을 나타내는 도면.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 내부 무장 통합 하중 해석 방법의 전체 흐름을 나타내는 플로어 차트.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 내부 무장 통합 하중 해석 방법의 개념을 나타내는 개념도.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 내부 무장 통합 하중 해석 방법에서 NASTRAN으로부터 생성한 유한 요소 Modal Neutral File(MNF)을 ADAMS Model로 불러들여 플렉시블 바디(Flexible Body)를 생성한 도면.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 내부 무장 통합 하중 해석 방법에서 공력이 걸리는 미사일 모델에 ZONAIR 해석을 통해 획득한 공력 하중을 ADAMS에 Marker를 통해 부하한 구조를 나타내는 도면.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 내부 무장 통합 하중 해석 방법에서 1g 하중 해석을 ADAMS 모델과, NASTRAN 모델로 비교하는 도면.
도 7은 발사 시스템의 작동시 필요한 구동기의 하중을 해석한 그래프.
도 8은 발사 시스템이 전개되는 동안 탄성에 의한 무장 위치의 변화를 예측하는 그래프.
도 9는 공력을 유한 요소 구조 모델에 매핑하는 절차를 나타내는 개념도.
도 10은 본 발명의 일 실시예에 따른 내부 무장 통합 하중 해석 방법에서 하중의 맵핑 결과를 나타내는 그래프.

본 발명은 다양한 변환을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세한 설명에 상세하게 설명하고자 한다. 그러나, 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변환, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다. 본 발명을 설명함에 있어서 관련된 공지 기술에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우 그 상세한 설명을 생략한다.

제1, 제2 등의 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 상기 구성요소들은 상기 용어들에 의해 한정되어서는 안 된다. 상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다.

본 명세서에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 명세서에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.

또한, 명세서에 기재된 "…부", "…모듈" 등의 용어는 적어도 하나의 기능이나 동작을 처리하는 단위를 의미하며, 이는 하드웨어나 소프트웨어 또는 하드웨어 및 소프트웨어의 결합으로 구현될 수 있다.

또한, 본 발명을 설명함에 있어서 관련된 공지 기술에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 경우 그 상세한 설명을 생략한다.

이하, 본 발명의 실시예에 대해 관련 도면들을 참조하여 상세히 설명하기로 한다.

도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 내부 무장 통합 하중 해석 방법의 전체 흐름을 나타내는 플로어 차트이다.

도 2를 참조하면, 본 발명에 따른 내부 무장 통합 하중 해석 방법은, 항공기의 내부에 차폐되어 있는 무장이 내부 무장 시스템을 통하여 발사 및 투하시 상기 무장의 발사 하중을 해석하는 단계(S100)와, 상기 무장의 발사 및 투하시, 상기 항공기의 무장창 덮개문의 하중을 해석하는 단계(S200)와, 상기 단계(S100)의 해석 결과와, 상기 단계(S200)의 해석 결과를 연계하여 통합 하중을 해석하는 단계(S300)를 포함한다.

내부 무장 하중 해석을 수행하기 위해, 도 3과 같은 통합 해석을 수행해야 한다. 본 발명에서는 구조 해석을 위해 NASTRAN(FEM)을, 공력 해석을 위해 ZONAIR(3D Panel)을, 동역학 거동 해석을 위해 ADMAS(Multi-body Dynamics)를 활용하지만 이에 한정되는 것은 아니며, 다양한 소프트웨어를 활용할 수 있음은 자명하다.

우선, 항공기의 내부에 차폐되어 있는 무장이 내부 무장 시스템을 통하여 발사 및 투하시 상기 무장의 발사 하중을 해석하는 단계(S100)에 대해 설명한다.

내부 무장창에 있던 미사일을 발사하기 위해서는 전개 과정이 필요한데, 이때에 공력, 관성력과, 동적인 특성을 통합적으로 고려한 전개시 필요한 전개 하중을 계산하여야 구동 시스템 설계에 활용할 수 있다.

내부 무장미사일 발사 하중 해석은 구조 변형을 고려하여야 하는 부분은, NASTRAN으로부터 생성한 유한요소 Modal Neutral File(MNF)을 ADAMS Model(도 4 참조)로 불러들여 플렉시블 바디(Flexible Body)를 생성한다. 공력이 걸리는 미사일 모델에 ZONAIR 해석을 통해 획득한 공력 하중(도 5 참조)을 ADAMS에 Marker를 통해 부하한다.

상술한 바와 같이 설계된 ADAMS 해석 모델의 플렉시블 바디 검증을 위해, 1g 하중 해석을 ADAMS 모델과 NASTRAN(Static Analysis)(도 6 참조)으로 비교한다. 두 해석 모두 비슷한 변형을 나타낸다.

상기 모델을 바탕으로 시뮬레이션을 하여 발사 시스템 작동시 필요한 구동기 하중을 해석(도 7 참조)한다. 발사 시스템이 짧은 시간 내에 전개해야 하기 때문에 동역학적 하중이 영향을 미치는 것으로 확인된다.

또한, 발사 시스템이 전개되는 동안 탄성에 의한 무장 위치의 변화(도 8 참조)를 예측해 본다. 이것은 무장이 펼쳐지는 동안 주변 구조물과 간섭이 일어나는지를 확인할 때 필요한 해석이다.

다음, 상기 무장의 발사 및 투하시, 상기 항공기의 무장창 덮개문의 하중을 해석하는 단계(S200)에 대해 설명한다.

내부 무장 시스템은 발사/투하시 무장창 덮개를 열어야 한다. 이때, 필요한 개폐 구동기의 사양을 결정하기 위해, 덮개문 하중 해석이 필요하다. 이때, 다분야 통합 하중이 필요한데, 본 발명에서는 구조/공력을 고려하여 해석한다.

무장창 덮개문은 길이 방향으로 긴 형상인데 개폐시 필요한 구동기와 지지부가 길이 방향으로 분포되어 있다. 이는 부정정 구조로 덮개문에 분포하는 공력이 각 지지부로 가해지는 힘을 유한요소해석을 통해 구할 수 있다. 공력을 무게 중심으로 모아 한 점으로 표현하는 미사일과 달리, 덮개문 전체에 분포하는 압력을 구조 모델로 전달해야 한다.

... 식 (1)

하중해석에서 주로 쓰이는 패널 해석으로 공력 하중을 계산한다. 각 패널에서 해석된 압력 계수값을 유한요소모델의 압력이 가해지는 각 요소(Element)에 Surface Spline 방법으로 분포시킨다. Surface Spline Method는 2차원 형상에 유용한 Infinite Plate Spline Method(IPS)와 3차원 형상에 적합한 Thin-Plate Spline Method(TPS)가 있다. 덮개문의 형상에 따라 적합한 방법을 선택하여 해석한다. 구동 하중 및 지지부 하중 해석 단계에서는 구조물의 변형에 따른 공력 변화까지 반영하는 공탄성 해석은 수행하지 않는다.

도 9와 같이 공력을 유한요소 구조모델에 맵핑(Mapping) 프로그램을 작성한다. 공력 계수를 후 NASTRAN에서 읽을 수 있는 Force Card 형태로 출력하고, 맵핑 전 후의 덮개문에 작용하는 하중의 Shear Force, Bending Moment를 비교하여 검증한다(도 10 참조).

다음, 상기 단계(S100)의 해석 결과와, 상기 단계(S200)의 해석 결과를 연계하여 통합 하중을 해석하는 단계(S300)에 대해 설명한다.

통합 하중 해석 후 직관적으로 확인하기 위해, 해석 결과를 가시화할 필요성이 있다. ZONAIR와 NASTRAN Input/Output을 동시에 확인하려면 전문 가시화 프로그램의 형식으로 데이터를 재가공해야 하는 번거로움이 있다. 이를 단순화 하기 위해 3D Panel Model과 Fe Model을 동시 가시화하며 양 해석으로부터 나온 결과를 동시에 보여주는 가시화 프로그램을 본 출원인은 개발하였다. ZONAIR의 압력 분포와 구조 모델에 맵핑된 Air Load 및 관성 하중을 동시에 보여주어 직관적인 정보를 전달하며, 또한 타분야와 해석 결과 교류에 유용하게 활용될 수 있다.

따라서, 상술한 바에 의하면, 본 발명은 스텔스 성능을 요구하는 전투기의 무장 발사시 내부에 있는 무장을 외부로 전개하는 런처 시스템의 구동을 위한 힘과 런처 시스템에 가해지는 하중을 통합적으로 해석하기 위한 통합 하중 해석 방법을 제공하는 효과가 있다.

Claims (7)

1. 내부 무장 통합 하중 해석 방법으로서,
   항공기의 내부에 차폐되어 있는 무장이 내부 무장 시스템을 통하여 발사 및 투하시 상기 무장의 발사 하중을 해석하는 단계(S100)와,
   상기 무장의 발사 및 투하시, 상기 항공기의 무장창 덮개문의 하중을 해석하는 단계(S200)와,
   상기 단계(S100)의 해석 결과와, 상기 단계(S200)의 해석 결과를 연계하여 통합 하중을 해석하는 단계(S300)를 포함하되,
   상기 단계(S100)에서,
   상기 무장의 발사 하중의 해석은 구조 해석과, 공력 해석과, 동역학 거동 해석을 수행하며,
   상기 구조 해석은 유한요소해석 기법으로 수행하고, 상기 공력 해석은 패널 해석 기법으로 수행하며, 상기 동역학 거동 해석은 동역학 거동 해석 프로그램인 ADMAS(Multi-body Dynamics)를 이용하여 수행하고,
   상기 유한요소해석 기법에 의해 생성된 상기 항공기의 제 1 구조에 상기 패널 해석 기법을 이용하여 플렉시블 바디(Flexible Body)를 갖는 상기 항공기의 제 2 구조를 생성하고, 생성된 상기 제 2 구조에 상기 동역학 거동 해석을 이용하여 공력 하중을 부가하는 것을 특징으로 하는 내부 무장 통합 하중 해석 방법.
2. 삭제
3. 삭제
4. 삭제
5. 제 1 항에 있어서,
   상기 단계(S200)에서,
   상기 항공기의 무장창 덮개문의 하중의 해석은 구조 해석 및 공력 해석을 수행하는 것을 특징으로 하는 내부 무장 통합 하중 해석 방법.
6. 제 5 항에 있어서,
   상기 공력 해석은 상기 무장창 덮개문 전체에 분포하는 압력을 패널해석 기법을 이용하여 해석하는 것을 특징으로 하는 내부 무장 통합 하중 해석 방법.
7. 제 1 항에 있어서,
   상기 단계(S100)에서,
   상기 내부 무장 시스템이 전개되는 동안 탄성에 의한 무장 위치의 변화를 해석하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 내부 무장 통합 하중 해석 방법.

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