KR102396919B1 - Design method and apparatus for installation of device onto aircraft - Google Patents

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KR102396919B1
KR102396919B1 KR1020210139742A KR20210139742A KR102396919B1 KR 102396919 B1 KR102396919 B1 KR 102396919B1 KR 1020210139742 A KR1020210139742 A KR 1020210139742A KR 20210139742 A KR20210139742 A KR 20210139742A KR 102396919 B1 KR102396919 B1 KR 102396919B1
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박기철
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한화시스템 주식회사
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Abstract

The present invention includes processes of: generating appearance data and material data of an aircraft; performing a structural analysis for each of a plurality of installable positions preselected as being capable of installing an attachment in the aircraft using the appearance data and material data of the aircraft, and an aerodynamic analysis of the aircraft according to the installation of the attachment; and selecting a position to mount the attachment among the plurality of installable positions according to the results of the structural analysis and the aerodynamic analysis, thereby capable of easily selecting the installation position of aircraft attachments added to the aircraft.

Description

항공기 장착물 위치 설계방법 및 설계장치{DESIGN METHOD AND APPARATUS FOR INSTALLATION OF DEVICE ONTO AIRCRAFT}DESIGN METHOD AND APPARATUS FOR INSTALLATION OF DEVICE ONTO AIRCRAFT

본 발명은 항공기 장착물 설치위치 설계방법 및 설계장치에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 항공기에 추가되는 항공기 장착물의 설치 위치를 용이하게 선정할 수 있는 항공기 장착물 위치 설계방법 및 설계장치에 관한 것이다.The present invention relates to a method and designing apparatus for an aircraft installation installation position, and more particularly, to an aircraft installation installation position design method and design apparatus capable of easily selecting an installation position of an aircraft installation to be added to an aircraft.

일반적으로 레거시(Legacy) 항공기와 같은 군용 항공기를 운용하면서 성능 개량을 수행할 수 있다. 이를 위해 군용 항공기에 탑재된 기존 장비를 성능이 개선된 신규 장비로 교체할 수 있다.In general, performance improvement can be performed while operating military aircraft such as legacy aircraft. For this purpose, existing equipment mounted on military aircraft can be replaced with new equipment with improved performance.

이때, 신규 장비가 기존 장비와 사이즈나 형상이 다른 경우, 신규 장비는 기존 장비와 다른 위치에 설치될 수 있다. 그러나 신규 장비가 잘못된 위치에 설치되는 경우, 신규 장비가 작은 충격에도 군용 항공기에서 쉽게 분리되거나, 신규 장비가 군용 항공기의 비행 성능을 저감시킬 수 있다.In this case, when the new equipment is different from the existing equipment in size or shape, the new equipment may be installed at a different location from the existing equipment. However, if the new equipment is installed in the wrong location, the new equipment may be easily separated from the military aircraft even with a small impact, or the new equipment may reduce the flight performance of the military aircraft.

또한, 군용 항공기가 오래된 모델일수록, 군용 항공기의 재질이나 도면과 같은 기본정보를 획득하기 어렵다. 이에, 군용 항공기의 재질이나 도면 정보 등을 활용하지 못하기 때문에, 신규 장비가 장착될 위치를 판단하기 어려운 문제가 있다.In addition, the older the model of the military aircraft, the more difficult it is to obtain basic information such as materials and drawings of the military aircraft. Accordingly, since the material or drawing information of the military aircraft cannot be utilized, there is a problem in that it is difficult to determine a location where the new equipment is to be installed.

KRKR 10-0855440 10-0855440 BB

본 발명은 항공기를 용이하게 분석할 수 있는 항공기 장착물 위치 설계방법 및 설계장치를 제공한다.The present invention provides an aircraft installation location design method and design device that can easily analyze an aircraft.

본 발명은 항공기에 추가되는 항공기 장착물의 설치 위치를 용이하게 선정할 수 있는 항공기 장착물 위치 설계방법 및 설계장치를 제공한다.The present invention provides a method and apparatus for designing an aircraft installation location, which can easily select the installation location of an aircraft installation to be added to an aircraft.

본 발명은 항공기의 외형 데이터 및 재질 데이터를 생성하는 과정; 항공기의 외형 데이터 및 재질 데이터를 이용하여, 상기 항공기에서 장착물이 설치 가능하다고 미리 선택된 복수개의 설치가능 위치 각각에 대한 구조해석, 및 상기 장착물의 장착에 따른 상기 항공기의 공력해석을 수행하는 과정; 및 상기 구조해석 및 상기 공력해석 결과에 따라, 상기 복수개의 설치가능 위치 중 상기 장착물을 장착할 위치를 선정하는 과정;을 포함한다.The present invention is a process of generating the appearance data and material data of the aircraft; A process of performing a structural analysis of each of a plurality of installable positions preselected that an attachment can be installed in the aircraft by using the external appearance data and material data of the aircraft, and aerodynamic analysis of the aircraft according to the installation of the attachment; And according to the structural analysis and the aerodynamic analysis results, the process of selecting a position to mount the attachment from among the plurality of installable positions; includes.

상기 항공기의 외형 데이터를 생성하는 과정은, 상기 항공기 둘레의 복수 위치에서 상기 항공기를 스캔하는 과정을 포함한다.The process of generating the external appearance data of the aircraft includes the process of scanning the aircraft at a plurality of locations around the aircraft.

상기 항공기의 재질 데이터를 생성하는 과정은, 상기 항공기의 도장을 제거하는 과정; 및 상기 도장이 제거된 부분의 원자질량을 분석하여 원소기호를 산출하는 과정;을 포함한다.The process of generating the material data of the aircraft, the process of removing the paint of the aircraft; and a process of calculating an element symbol by analyzing the atomic mass of the portion from which the coating has been removed.

상기 구조해석 및 상기 공력해석을 수행하기 전에, 상기 장착물을 지지하기 위한 보강구조물을 상기 설치가능 위치들의 형상에 따라 모델링하는 과정을 더 포함한다.Before performing the structural analysis and the aerodynamic analysis, the method further includes modeling a reinforcing structure for supporting the mounting according to the shapes of the installable positions.

상기 복수개의 설치가능 위치 각각에 대한 구조해석을 수행하는 과정은, 상기 외형 데이터를 이용하여 상기 설치가능 위치들과 상기 보강구조물 각각에 가해지는 응력값을 계산하는 과정; 상기 재질 데이터를 이용하여 상기 항공기의 항공기 허용응력을 산출하고, 상기 보강구조물의 재질에 따른 보강구조물 허용응력을 산출하는 과정; 및 상기 항공기의 허용응력을 상기 설치가능 위치들에서 계산된 응력값들 각각으로 나누고, 상기 보강구조물의 허용응력을 상기 보강구조물에서 계산된 응력값들 각각으로 나누어 안전율 마진을 산출하는 과정;을 포함한다.The process of performing the structural analysis for each of the plurality of installable positions may include calculating a stress value applied to each of the installable positions and the reinforcing structure using the external data; calculating an aircraft allowable stress of the aircraft using the material data, and calculating a reinforcing structure allowable stress according to the material of the reinforcing structure; and dividing the allowable stress of the aircraft by each of the stress values calculated at the installable positions, and calculating a safety factor margin by dividing the allowable stress of the reinforcing structure by each of the stress values calculated in the reinforcing structure. do.

상기 장착물의 장착에 따른 상기 항공기의 공력해석을 수행하는 과정은, 상기 외형 데이터를 이용하여 상기 복수개의 설치가능 위치 각각에 상기 장착물의 장착 전후 형상을 모델링하고, 상기 장착물 장착 전후의 공력 변화량을 계산하는 과정을 포함한다.The process of performing aerodynamic analysis of the aircraft according to the installation of the attachment is to model the shape of the attachment before and after the attachment of the attachment at each of the plurality of installable positions using the external data, and the amount of aerodynamic change before and after the attachment of the attachment It involves the process of calculating.

상기 공력 변화량은, 면적모멘트비, 항력계수 변화율, 및 추력 비율 중 적어도 어느 하나를 포함한다.The aerodynamic change amount includes at least one of an area moment ratio, a drag coefficient change rate, and a thrust ratio.

상기 장착물을 장착할 위치를 선정하는 과정은, 상기 복수개의 설치가능 위치에서 산출된 안전율 마진 각각을, 미리 설정된 제1 설정 기준값과 비교하는 과정; 상기 복수개의 설치가능 위치에서 산출된 공력 변화량 각각을, 미리 설정된 제2 설정 기준값과 비교하는 과정; 및 안전율 마진이 상기 제1 설정 기준값 이상이고, 공력 변화량이 상기 제2 설정 기준값 이하인 설치가능 위치를, 상기 장착물을 장착할 위치로 분류하는 과정;을 포함한다.The process of selecting a location to mount the attachment includes: comparing each of the safety factor margins calculated at the plurality of installable locations with a preset first set reference value; Comparing each of the aerodynamic changes calculated in the plurality of installable positions with a preset second reference value; and classifying an installable position in which the safety factor margin is greater than or equal to the first set reference value and the amount of aerodynamic change is less than or equal to the second set reference value as a position in which the attachment is to be mounted.

상기 보강구조물을 상기 설치가능 위치들의 형상에 따라 모델링하기 전에, 상기 항공기의 고유진동수 데이터를 생성하는 과정을 더 포함하고,Before modeling the reinforcing structure according to the shape of the installable positions, the method further comprises the step of generating natural frequency data of the aircraft,

상기 복수개의 설치가능 위치 각각에 대한 구조해석을 수행하는 과정은, 상기 보강구조물의 고유진동수를 계산하는 과정을 포함한다.The process of performing structural analysis for each of the plurality of installable positions includes calculating a natural frequency of the reinforcing structure.

상기 항공기의 고유진동수 데이터를 생성하는 과정은, 상기 설치가능 위치를 타격하는 과정; 및 타격에 의한 상기 설치가능 위치의 진동량을 측정하는 과정;을 포함한다.The process of generating the natural frequency data of the aircraft, the process of hitting the installable position; and measuring the amount of vibration of the installable position by the blow.

상기 보강구조물의 고유진동수를 계산한 후에, 상기 항공기와 상기 보강구조물의 고유진동수를 비교하는 과정; 및 상기 항공기와 상기 보강구조물의 고유진동수의 일치율이, 미리 설정된 설정율 이하이면, 상기 보강구조물의 모델링을 변경하는 과정;을 더 포함한다.after calculating the natural frequencies of the reinforcing structure, comparing the natural frequencies of the aircraft and the reinforcing structure; and changing the modeling of the reinforcing structure when the coincidence rate of natural frequencies of the aircraft and the reinforcing structure is equal to or less than a preset rate.

본 발명은 항공기의 외형 데이터 및 재질 데이터를 생성하기 위한 데이터 생성부; 장착물이 설치 가능한 복수개의 설치가능 위치 각각에 대한 구조해석을 수행하기 위한 구조해석부; 상기 장착물의 장착에 따른 상기 항공기의 공력해석을 수행하기 위한 공력해석부; 및 상기 구조해석부와 상기 공력해석부의 해석결과를 전달받아, 상기 복수개의 설치가능 위치 중 상기 장착물을 장착할 위치를 선정하기 위한 위치선정부;를 포함한다.The present invention provides a data generating unit for generating external data and material data of an aircraft; a structural analysis unit for performing structural analysis on each of a plurality of installable positions in which an attachment can be installed; an aerodynamic analysis unit for performing aerodynamic analysis of the aircraft according to the installation of the attachment; and a position selection unit for receiving the analysis results of the structural analysis unit and the aerodynamic analysis unit, and selecting a position to mount the attachment among the plurality of installation positions.

상기 데이터 생성부로부터 상기 외형 데이터를 전달받을 수 있고, 상기 장착물을 지지하기 위한 보강구조물을 상기 설치가능 위치들의 형상에 따라 모델링하는 보강구조물 모델링부를 더 포함한다.It may receive the external shape data from the data generating unit, and further includes a reinforcement structure modeling unit for modeling a reinforcement structure for supporting the mounting according to the shapes of the installable positions.

상기 구조해석부는, 상기 데이터 생성부로부터 상기 외형 데이터를 전달받아 상기 설치가능 위치들과 상기 보강구조물 각각에 가해지는 응력값을 계산하기 위한 응력값 계산기; 상기 데이터 생성부로부터 상기 재질 데이터를 전달받아 상기 항공기의 항공기 허용응력을 산출하고, 상기 보강구조물의 재질에 따른 보강구조물 허용응력을 산출하기 위한 허용응력 산출기; 및 상기 허용응력 산출기에서 산출된 허용응력과 상기 응력값 계산기에서 계산된 응력값을 이용하여 안전율 마진을 산출하기 위한 안전율 산출기;를 포함한다.The structural analysis unit may include: a stress value calculator for receiving the external shape data from the data generating unit and calculating a stress value applied to each of the installable positions and the reinforcing structure; an allowable stress calculator for receiving the material data from the data generating unit, calculating an aircraft allowable stress of the aircraft, and calculating a reinforcing structure allowable stress according to the material of the reinforcing structure; and a safety factor calculator for calculating a safety factor margin using the allowable stress calculated by the allowable stress calculator and the stress value calculated by the stress value calculator.

상기 공력해석부는, 상기 데이터 생성부로부터 상기 외형 데이터를 전달받아 상기 복수개의 설치가능 위치 각각에 상기 장착물의 장착 전후 형상을 모델링하기 위한 장착물 모델링기; 및 상기 장착물 장착 전후의 공력 변화량을 계산하기 위한 공력 변화량 계산기;를 포함한다.The aerodynamic analysis unit may include: a mounting modeler for receiving the external shape data from the data generating unit and modeling the shape before and after mounting of the mounting at each of the plurality of installable positions; and an aerodynamic change amount calculator for calculating the aerodynamic change amount before and after the mounting of the attachment.

상기 위치선정부는, 상기 복수개의 설치가능 위치에서 산출된 안전율 마진 각각을, 미리 설정된 제1 설정 기준값과 비교하기 위한 제1 비교기; 상기 복수개의 설치가능 위치에서 산출된 공력 변화량 각각을, 미리 설정된 제2 설정 기준값과 비교하기 위한 제2 비교기; 및 안전율 마진이 상기 제1 설정 기준값 이상이고, 공력 변화량이 상기 제2 설정 기준값 이하인 설치가능 위치를, 상기 장착물을 장착할 위치로 분류하기 위한 분류기;를 포함한다.The position selection unit may include: a first comparator for comparing each of the safety factor margins calculated in the plurality of installable positions with a preset first set reference value; a second comparator for comparing each of the aerodynamic changes calculated in the plurality of installable positions with a preset second set reference value; and a classifier for classifying an installable position in which the safety factor margin is greater than or equal to the first set reference value and the amount of aerodynamic change is equal to or less than the second set reference value, as a position to mount the attachment.

상기 위치선정부의 선정결과를 전달받아 상기 위치선정부에서 선정된 위치를 시각적으로 표시해주기 위한 표시부를 더 포함한다.It further includes a display unit for receiving the selection result of the position selection unit to visually display the position selected by the position selection unit.

본 발명의 실시 예들에 따르면, 항공기를 용이하게 분석할 수 있다. 이에, 분석을 통해 획득한 정보를 이용하여, 항공기에 추가되는 항공기 장착물의 설치 위치를 용이하게 선정할 수 있다. 따라서, 항공기 장착물의 구조안정성을 확보하고, 항공기 장착물에 의한 항공기의 비행 성능 저하를 최소화할 수 있다.According to embodiments of the present invention, it is possible to easily analyze the aircraft. Accordingly, by using the information obtained through the analysis, it is possible to easily select the installation location of the aircraft attachment to be added to the aircraft. Therefore, it is possible to secure the structural stability of the aircraft mount, and to minimize the degradation of the flight performance of the aircraft due to the aircraft mount.

도 1은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 장착물 위치 설계장치의 구조를 나타내는 도면이다.
도 2는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 장착물 위치 설계방법을 나타내는 플로우 차트이다.1 is a view showing the structure of an aircraft mounting position design device according to an embodiment of the present invention.
2 is a flowchart illustrating a method for designing an aircraft installation location according to an embodiment of the present invention.

이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시 예를 더욱 상세히 설명하기로 한다. 그러나 본 발명은 이하에서 개시되는 실시 예에 한정되는 것이 아니라 서로 다른 다양한 형태로 구현될 것이며, 단지 본 실시 예들은 본 발명의 개시가 완전하도록 하며, 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공되는 것이다. 발명을 상세하게 설명하기 위해 도면은 과장될 수 있고, 도면상에서 동일 부호는 동일한 요소를 지칭한다.Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in more detail with reference to the accompanying drawings. However, the present invention is not limited to the embodiments disclosed below, but will be implemented in various different forms, and only these embodiments allow the disclosure of the present invention to be complete, and the scope of the invention to those of ordinary skill in the art completely It is provided to inform you. In order to explain the invention in detail, the drawings may be exaggerated, and like reference numerals refer to like elements in the drawings.

도 1은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 장착물 위치 설계장치의 구조를 나타내는 도면이다. 하기에서는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 장착물 위치 설계장치에 대해 설명하기로 한다.1 is a view showing the structure of an aircraft mounting position design device according to an embodiment of the present invention. Hereinafter, an apparatus for designing an aircraft mounting position according to an embodiment of the present invention will be described.

항공기 장착물 위치 설계장치는, 항공기에 장착물을 설치할 위치를 선정하기 위한 설계장치이다. 도 1을 참조하면 항공기 장착물 위치 설계장치(100)는 데이터 생성부(110), 구조해석부(120), 공력해석부(130), 및 위치선정부(140)를 포함한다.The aircraft installation location design device is a design device for selecting a location to install the attachment on the aircraft. Referring to FIG. 1 , the apparatus 100 for designing an aircraft installation location includes a data generation unit 110 , a structure analysis unit 120 , an aerodynamic analysis unit 130 , and a position selection unit 140 .

이때, 항공기는 레거시(Legacy) 항공기일 수 있고, 장착물은 안테나일 수 있다. 따라서, 레거시 항공기의 성능 개량을 위해 안테나를 교체하는 경우, 항공기 장착물 위치 설계장치를 이용하여, 안테나를 설치할 위치를 용이하게 선정할 수 있다. 그러나 항공기와 장착물의 종류는 이에 한정되지 않고 다양할 수 있다.In this case, the aircraft may be a legacy aircraft, and the attachment may be an antenna. Accordingly, when an antenna is replaced for performance improvement of a legacy aircraft, a location where the antenna is to be installed can be easily selected by using the aircraft mounting location design device. However, the type of the aircraft and the attachment may be varied without being limited thereto.

데이터 생성부(110)는 항공기의 외형 데이터 및 재질 데이터를 생성할 수 있다. 일부 항공기의 경우 항공기의 재질이나 도면과 같은 기본정보를 획득하기 어려울 수 있다. 따라서, 데이터 생성부(110)를 이용하여 항공기를 직접 분석하여 외형 데이터와 재질 데이터를 생성할 수 있다. 데이터 생성부(110)는 형상측정기(111), 및 재질분석기(112)를 포함한다.The data generator 110 may generate external shape data and material data of the aircraft. For some aircraft, it may be difficult to obtain basic information such as aircraft materials and drawings. Accordingly, it is possible to directly analyze the aircraft using the data generator 110 to generate external shape data and material data. The data generating unit 110 includes a shape measuring device 111 and a material analyzer 112 .

형상측정기(111)는 3차원 스캐너일 수 있다. 이에, 항공기 둘레의 복수의 위치에서 형상측정기(111)로 항공기를 스캔할 수 있다. 예를 들어, 항공기 외측 측면의 전후좌우 각 위치에서 항공기의 둘레의 측면들을 스캔하고 합성할 수 있다. 이때, 항공기에 복잡한 형상의 부품이 있는 경우, 형상측정기(111)로 복잡한 형상의 부품을 별도로 수캔할 수도 있다. 따라서, 항공기의 3차원 형상을 외형 데이터로 생성할 수 있다.The shape measuring device 111 may be a 3D scanner. Accordingly, it is possible to scan the aircraft with the shape measuring device 111 at a plurality of positions around the aircraft. For example, it is possible to scan and synthesize the sides of the perimeter of the aircraft at each position of the outer side of the aircraft. At this time, when the aircraft has parts having a complex shape, the parts having a complex shape may be separately scanned by the shape measuring device 111 . Accordingly, the three-dimensional shape of the aircraft can be generated as external data.

재질분석기(112)는 원자질량분석기일 수 있다. 예를 들어, 재질분석기(112)는 항공기의 외피, 더 상세하게는 항공기의 설치가능 위치들에서 항공기의 도장을 제거한 후, 도장이 제거된 부분의 원자질량을 분석할 수 있다. 또한, 재질분석기(112)에는 원소기호 및 각 원소의 질량에 대한 정보가 저장될 수 있다. 이에, 재질분석기(112)는 항공기의 원자질량을 측정하고, 저장된 원소의 질량과 비교하여 해당하는 원소를 항공기의 재질이라고 판단할 수 있다. 따라서, 재질분석기(112)를 이용하여 항공기의 재질에 대한 재질 데이터를 생성할 수 있다.The material analyzer 112 may be an atomic mass analyzer. For example, the material analyzer 112 may analyze the atomic mass of a portion from which the paint has been removed after removing the paint from the aircraft's outer shell, more particularly, from the positions where the aircraft can be installed. Also, the material analyzer 112 may store element symbols and information about the mass of each element. Accordingly, the material analyzer 112 may measure the atomic mass of the aircraft, compare it with the mass of the stored element, and determine that the corresponding element is the material of the aircraft. Accordingly, material data for the material of the aircraft may be generated using the material analyzer 112 .

이때, 데이터 생성부(110)는 진동수 측정기(113)를 더 포함할 수도 있다. 장착물이 설치 가능한 복수개의 설치가능 위치가, 항공기에서 미리 선택될 수 있는데, 진동수 측정기(113)는 설치가능 위치들의 진동수를 측정할 수 있다. 즉, 설치가능 위치를 망치 등으로 타격한 후, 진동수 측정기(113)로 타격에 의한 설치가능 위치의 진동량을 측정할 수 있다. 따라서, 진동수 측정기(113)로 설치가능 위치의 고유진동수 데이터를 생성할 수 있다.In this case, the data generator 110 may further include a frequency measurer 113 . A plurality of installable positions in which the mount can be installed may be preselected in the aircraft, and the frequency measuring device 113 may measure the frequencies of the installable positions. That is, after hitting the installable position with a hammer or the like, it is possible to measure the amount of vibration of the installable position by hitting with the frequency measuring device 113 . Therefore, the natural frequency data of the installable position can be generated by the frequency measuring device 113 .

한편, 항공기 장착물 위치 설계장치(100)는 보강구조물 모델링부(150)를 더 포함할 수도 있다. 항공기에 장착물이 추가되는 경우, 장착물을 지지하도록 항공기의 강도를 향상시킬 필요가 있다. 따라서, 보강구조물 모델링부(150)로 항공기의 외피에 설치되어 장착물을 지지하기 위한 보강구조물을 모델링할 수 있다. 보강구조물 모델링부(150)는 데이터 생성부(110)의 형상측정기(111)와 신호를 주고받을 수 있게 연결될 수 있다. 이에, 보강구조물 모델링부(150)는 데이터 생성부(110)로부터 외형 데이터를 전달받을 수 있고, 보강구조물이 항공기에 안정적으로 설치될 수 있도록 외형 데이터에 포함된 설치가능 위치들의 형상에 따라 보강구조물을 모델링할 수 있다. 보강구조물 모델링부(150)를 이용하여 보강구조물의 재질, 스프링 계수 등을 설정할 수도 있다. On the other hand, the aircraft installation location design apparatus 100 may further include a reinforcing structure modeling unit 150 . When attachments are added to the aircraft, it is necessary to increase the strength of the aircraft to support the attachments. Accordingly, the reinforcing structure modeling unit 150 may model a reinforcing structure installed on the outer skin of the aircraft to support the attachment. The reinforcing structure modeling unit 150 may be connected to send and receive signals to and from the shape measuring device 111 of the data generating unit 110 . Accordingly, the reinforcing structure modeling unit 150 may receive external shape data from the data generating unit 110 , and depending on the shape of the installable positions included in the external shape data, the reinforcement structure may be stably installed in the aircraft. can be modeled. The material of the reinforcing structure, the spring coefficient, etc. may be set using the reinforcing structure modeling unit 150 .

구조해석부(120)는 장착물이 설치 가능한 복수개의 설치가능 위치 각각에 대한 구조해석을 수행할 수 있다. 상세하게는, 구조해석부(120)는 보강구조물이 설치가능 위치에 장착된 상태를 모델링하여 설치가능 위치와 보강구조물의 구조해석을 수행할 수 있다. 구조해석부(120)는 응력값 계산기(121), 허용응력 산출기(122), 및 안전율 산출기(123)를 포함한다.Structural analysis unit 120 may perform structural analysis for each of a plurality of installable positions in which the mounting can be installed. In detail, the structural analysis unit 120 may perform a structural analysis of the installable position and the reinforcing structure by modeling the state in which the reinforcing structure is mounted at the installable position. The structural analysis unit 120 includes a stress value calculator 121 , an allowable stress calculator 122 , and a safety factor calculator 123 .

응력값 계산기(121)는 데이터 생성부(110)의 형상측정기(111)와 신호를 주고받을 수 있게 연결될 수 있다. 이에, 응력값 계산기(121)는 데이터 생성부(110)로부터 외형 데이터를 전달받을 수 있고, 외형 데이터를 이용하여 설치가능 위치들과 보강구조물 각각에 가해지는 응력값을 계산할 수 있다. 예를 들어, 응력값 계산기(121)는 유한요소법(FEM: Finite Elements Method)을 이용할 수 있다. 따라서, 응력값 계산기(121)는, 설치가능 위치들과 보강구조물을 1차원인 막대, 2차원인 삼각형이나 사각형, 3차원인 중실체(사면체, 6면체)의 유한개의 요소로 분할하여 각기의 영역에 관하여 에너지원리를 기초로 하는 근사해법에 기하여 응력값을 계산할 수 있다.The stress value calculator 121 may be connected to transmit and receive a signal to and from the shape measuring device 111 of the data generating unit 110 . Accordingly, the stress value calculator 121 may receive external shape data from the data generating unit 110 , and may calculate a stress value applied to each of the installable positions and the reinforcing structure using the external shape data. For example, the stress value calculator 121 may use a finite element method (FEM). Therefore, the stress value calculator 121 divides the installable positions and the reinforcing structure into a finite number of elements of a one-dimensional bar, a two-dimensional triangle or square, and a three-dimensional solid body (tetrahedron, hexahedron), and each The stress values can be calculated based on an approximate solution based on the energy principle with respect to the domain.

허용응력 산출기(122)는 데이터 생성부(110)의 재질분석기(112) 및 보강구조물 모델링부(150)와 신호를 주고받을 수 있게 연결될 수 있다. 이에, 허용응력 산출기(122)는 데이터 생성부(110)로부터 재질 데이터를 전달받아 항공기의 재질 정보를 획득할 수 있고, 보강구조물 모델링부(150)로부터 보강구조물의 제작정보에 대한 데이터를 전달받아 보강구조물의 재질 정보를 획득할 수 있다. 허용응력 산출기(122)는 재질 데이터를 이용하여 항공기의 항공기 허용응력을 산출하고, 보강구조물의 재질에 따른 보강구조물 허용응력을 산출할 수 있다. 상세하게는, 허용응력 산출기(122)에는 재질에 따른 허용응력 값들이 저장될 수 있고, 저장된 정보들에서 항공기와 보강구조물의 재질에 해당하는 허용응력 값을 찾아 산출할 수 있다.The allowable stress calculator 122 may be connected to the material analyzer 112 of the data generating unit 110 and the reinforcement structure modeling unit 150 to send and receive signals. Accordingly, the allowable stress calculator 122 may obtain material information of the aircraft by receiving material data from the data generating unit 110 , and transmit data on the manufacturing information of the reinforcing structure from the reinforcing structure modeling unit 150 . It is possible to obtain material information of the reinforcing structure. The allowable stress calculator 122 may calculate the aircraft allowable stress of the aircraft by using the material data, and may calculate the allowable stress of the reinforcing structure according to the material of the reinforcing structure. In detail, allowable stress values according to materials may be stored in the allowable stress calculator 122 , and allowable stress values corresponding to the materials of the aircraft and reinforcing structures may be found and calculated from the stored information.

이때, 구조해석부(120)는 설치가능 위치와 보강구조물의 구조해석을 수행하면서 보강구조물의 고유진동수를 산출할 수도 있다. 즉, 보강구조물이 가지는 고유진동 주파수대를 산출할 수 있다.In this case, the structural analysis unit 120 may calculate the natural frequency of the reinforcing structure while performing the structural analysis of the installable position and the reinforcing structure. That is, the natural vibration frequency band of the reinforcing structure can be calculated.

한편, 항공기 장착물 위치 설계장치(100)는 진동수 비교부(160)를 더 포함할 수도 있다. 진동수 비교부(160)는 구조해석부(120) 및 데이터 생성부(110)의 진동수 측정기(113)와 신호를 주고받을 수 있게 연결될 수 있다. 따라서, 진동수 비교부(160)는 진동수 측정기(113)가 측정한 항공기의 고유진동수와, 구조해석부(120)가 산출한 보강구조물의 고유진동수를 비교하여 둘의 일치율을 계산할 수 있다. 또한, 진동수 비교부(160)는 항공기와 보강구조물의 고유진동수의 일치율을, 미리 설정된 설정율과 비교할 수 있다. 이에, 일치율이 설정율 이하이면 보강구조물의 모델링을 변경할 필요가 있다고 판단하고, 일치율이 설정율을 초과하면 보강구조물의 모델링을 변경할 필요가 없다고 판단할 수 있다.On the other hand, the aircraft mounting position design device 100 may further include a frequency comparison unit 160 . The frequency comparator 160 may be connected to transmit and receive signals to and from the frequency measuring unit 113 of the structural analysis unit 120 and the data generating unit 110 . Accordingly, the frequency comparator 160 compares the natural frequency of the aircraft measured by the frequency measuring device 113 with the natural frequency of the reinforcing structure calculated by the structural analysis unit 120 to calculate the coincidence rate between the two. In addition, the frequency comparison unit 160 may compare the coincidence rate of natural frequencies of the aircraft and the reinforcing structure with a preset rate. Accordingly, if the coincidence rate is less than or equal to the set rate, it may be determined that the modeling of the reinforcing structure needs to be changed, and if the coincidence rate exceeds the set rate, it may be determined that there is no need to change the modeling of the reinforcing structure.

이때, 보강구조물의 모델링을 변경할 필요가 있다고 판단되면, 진동수 비교부(160)는 보강구조물 모델링부(150)에 보강구조물의 모델링을 변경해야 한다고 신호를 전달할 수 있다. 보강구조물 모델링부(150)는 보강구조물과 항공기의 고유진동수 일치율이 증가하도록, 보강구조물의 스프링 계수 등의 상수를 변경할 수 있다.In this case, if it is determined that the modeling of the reinforcing structure needs to be changed, the frequency comparison unit 160 may transmit a signal to the reinforcing structure modeling unit 150 that the modeling of the reinforcing structure needs to be changed. The reinforcing structure modeling unit 150 may change a constant such as a spring coefficient of the reinforcing structure to increase the coincidence rate of natural frequencies between the reinforcing structure and the aircraft.

안전율 산출기(123)는 구조해석부(120)의 응력값 계산기(121) 및 허용응력 산출기(122)와 신호를 주고받을 수 있게 연결될 수 있다. 이에, 안전율 산출기(123)는 허용응력 산출기(122)에서 산출된 허용응력과 응력값 계산기(121)에서 계산된 응력값을 이용하여 안전율 마진(M.S: Margin of Safety)을 산출할 수 있다. 상세하게는 항공기의 허용응력을 설치가능 위치들에서 계산된 응력값들 각각으로 나누고, 보강구조물의 허용응력을 보강구조물에서 계산된 응력값들 각각으로 나누어, 응력값이 계산된 위치들 각각의 안전율 마진을 산출할 수 있다.The safety factor calculator 123 may be connected to send and receive signals to and from the stress value calculator 121 and the allowable stress calculator 122 of the structural analysis unit 120 . Accordingly, the safety factor calculator 123 may calculate a margin of safety (M.S) using the allowable stress calculated by the allowable stress calculator 122 and the stress value calculated by the stress value calculator 121 . . In detail, the allowable stress of the aircraft is divided by each of the stress values calculated at the installable positions, and the allowable stress of the reinforcing structure is divided by each of the stress values calculated in the reinforcing structure, and the safety factor of each of the positions where the stress value is calculated. margin can be calculated.

공력해석부(130)는 장착물의 장착에 따른 상기 항공기의 공력해석을 수행할 수 있다. 공력해석부(130)는 장착물 모델링기(131), 및 공력 변화량 계산기(132)를 포함한다.The aerodynamic analysis unit 130 may perform aerodynamic analysis of the aircraft according to the installation of the attachment. The aerodynamics analysis unit 130 includes a mounting modeler 131 , and an aerodynamic change calculator 132 .

장착물 모델링기(131)는 데이터 생성부(110)의 형상측정기(111)와 신호를 주고받을 수 있게 연결될 수 있다. 또한, 장착물 모델링기(131)는 보강구조물 모델링부(150)로부터 보강구조물의 외형에 대한 정보를 전달받고, 장착물의 외형에 대한 정보를 입력받을 수 있다. 이에, 장착물 모델링기(131)는 전달받은 데이터들을 이용하여 복수개의 설치가능 위치 각각에 장착물의 장착 전후 형상을 모델링할 수 있다.The attachment modeler 131 may be connected to transmit and receive a signal to and from the shape measurer 111 of the data generator 110 . In addition, the attachment modeler 131 may receive information on the outer shape of the reinforcing structure from the reinforcing structure modeling unit 150 , and may receive information on the outer shape of the attached object. Accordingly, the attachment modeler 131 may model the shape of the attachment before and after the attachment in each of the plurality of installable positions by using the received data.

공력 변화량 계산기(132)는 장착물 모델링기(131)와 신호를 주고받을 수 있게 연결될 수 있다. 따라서, 공력 변화량 계산기(132)는, 모델링된 장착물 장착 전후 형상을 이용하여, 장착물 장착 전후의 공력 변화량을 계산할 수 있다. 이때, 공력 변화량은, 면적모멘트비, 항력계수 변화율, 및 추력 비율 중 적어도 어느 하나를 포함할 수 있다. The aerodynamic change calculator 132 may be connected to send and receive a signal with the attachment modeler 131 . Therefore, the aerodynamic change amount calculator 132 may calculate the aerodynamic change amount before and after the attachment of the attachment by using the modeled shape before and after the attachment of the attachment. In this case, the aerodynamic change amount may include at least one of an area moment ratio, a drag coefficient change rate, and a thrust ratio.

면적모멘트비를 구하기 위해, 공력 변화량 계산기(132)는 항공기에 구비되는 수직안정판의 면적모멘트, 및 장착물이 각 설치가능 위치들에서 가지는 면적모멘트를 산출할 수 있다. 공력 변화량 계산기(132)는 산출된 수직안정판의 면적모멘트 대비 장착물의 면적모멘트의 비율을 계산하여 면적모멘트비를 산출할 수 있다.In order to obtain the area moment ratio, the aerodynamic change amount calculator 132 may calculate the area moment of the vertical stabilizer provided in the aircraft, and the area moment the attachment has at each installable position. The aerodynamic change calculator 132 may calculate the area moment ratio by calculating the ratio of the area moment of the mounted object to the area moment of the calculated vertical stabilizer.

항력계수 변화율을 구하기 위해, 공력 변화량 계산기(132)는 항공기의 항력계수와 장착물이 각 설치가능 위치들에서 가지는 항력계수를 산출할 수 있다. 공력 변화량 계산기(132)는 산출된 항공기의 항력계수 대비 장착물의 항력계수의 비율을 계산하여 항력계수 변화율을 산출할 수 있다.In order to obtain the drag coefficient change rate, the aerodynamic change amount calculator 132 may calculate the drag coefficient of the aircraft and the drag coefficient that the attachment has at each installable position. The aerodynamic change calculator 132 may calculate the drag coefficient change rate by calculating the ratio of the drag coefficient of the mounted object to the calculated drag coefficient of the aircraft.

추력 비율을 구하기 위해, 공력 변화량 계산기(132)는 항공기의 측력(또는, 요잉모멘트)과 장착물이 각 설치가능 위치들에서 가지는 측력(또는, 요잉모멘트)을 산출할 수 있다. 공력 변화량 계산기(132)는 산출된 항공기의 측력 대비 장착물의 측력의 비율을 계산하여 항력계수 변화율을 산출할 수 있다.In order to obtain the thrust ratio, the aerodynamic change calculator 132 may calculate the lateral force (or yaw moment) of the aircraft and the lateral force (or yaw moment) that the attachment has at each installable position. The aerodynamic change calculator 132 may calculate the rate of change of the drag coefficient by calculating the ratio of the calculated lateral force of the mounted object to the lateral force of the aircraft.

이때, 면적모멘트비, 항력계수 변화율, 및 추력 비율의 값이 증가할수록 항공기의 비행성능이 저하되는 정도가 증가한다. 따라서, 항공기의 비행성능이 저하되는 것을 최소화하려면 면적모멘트비, 항력계수 변화율, 및 추력 비율의 값을 감소시켜야 한다.At this time, as the values of the area moment ratio, the drag coefficient change rate, and the thrust ratio increase, the degree of deterioration of the flight performance of the aircraft increases. Therefore, in order to minimize the deterioration of the flight performance of the aircraft, the values of the area moment ratio, the drag coefficient change rate, and the thrust ratio should be reduced.

위치선정부(140)는 구조해석부(120) 및 공력해석부(130)와 신호를 주고받을 수 있게 연결될 수 있다. 이에, 위치선정부(140)는 구조해석 및 상기 공력해석 결과에 따라, 복수개의 설치가능 위치 중 상기 장착물을 장착할 위치를 선정할 수 있다. 위치선정부(140)는 제1 비교기(141), 제2 비교기(142), 및 분류기(143)를 포함한다.The location selection unit 140 may be connected to send and receive signals with the structural analysis unit 120 and the aerodynamic analysis unit 130 . Accordingly, the position selection unit 140 may select a position to mount the attachment from among a plurality of installable positions according to the structural analysis and the aerodynamic analysis result. The positioning unit 140 includes a first comparator 141 , a second comparator 142 , and a classifier 143 .

제1 비교기(141)는 구조해석부(120)의 안전율 산출기(123)와 신호를 주고받을 수 있게 연결될 수 있다. 이에, 제1 비교기(141)는 복수개의 설치가능 위치에서 산출된 안전율 마진 각각을, 미리 설정된 제1 설정 기준값과 비교할 수 있다. 따라서, 제1 비교기(141)는 산출된 안전율 마진 값들 각각이, 제1 설정 기준값 이상인지 또는 미만인지 판단할 수 있다.The first comparator 141 may be connected to transmit and receive a signal to and from the safety factor calculator 123 of the structural analysis unit 120 . Accordingly, the first comparator 141 may compare each of the safety factor margins calculated at a plurality of installable positions with a preset first set reference value. Accordingly, the first comparator 141 may determine whether each of the calculated safety factor margin values is greater than or less than a first set reference value.

제2 비교기(142)는 공력해석부(130)의 공력 변화량 계산기(132)와 신호를 주고받을 수 있게 연결될 수 있다. 이에, 제2 비교기(142)는 복수개의 설치가능 위치에서 산출된 공력 변화량 각각을, 미리 설정된 제2 설정 기준값과 비교할 수 있다. 따라서, 제2 비교기(142)는 산출된 공력 변화량 값들 각각이, 제2 설정 기준값 이하인 또는 초과하는지 판단할 수 있다.The second comparator 142 may be connected to send and receive a signal with the aerodynamic change calculator 132 of the aerodynamic analysis unit 130 . Accordingly, the second comparator 142 may compare each of the aerodynamic changes calculated in a plurality of installable positions with a preset second set reference value. Accordingly, the second comparator 142 may determine whether each of the calculated aerodynamic variation values is less than or greater than the second set reference value.

이때, 공력 변화량의 종류에 따라 제2 설정 기준값이 달라질 수 있다. 예를 들어, 제2 설정 기준값은 모멘트비 기준값, 변화율 기준값, 및 비율 기준값을 포함할 수 있다. 따라서, 공력 변화량이 면적모멘트비인 경우 모멘트비 기준값과 비교하고, 공력 변화량이 항력계수 변화율인 경우 변화율 기준값과 비교하고, 공력 변화량이 추력 비율인 경우 비율 기준값과 비교할 수 있다.In this case, the second set reference value may be changed according to the type of aerodynamic change amount. For example, the second setting reference value may include a moment ratio reference value, a rate of change reference value, and a ratio reference value. Therefore, when the aerodynamic change is the area moment ratio, it can be compared with the moment ratio reference value, when the aerodynamic change is the drag coefficient change rate, it can be compared with the change rate reference value, and when the aerodynamic change is the thrust ratio, it can be compared with the ratio reference value.

분류기(143)는 제1 비교기(141) 및 제2 비교기(142)와 신호를 주고받을 수 있게 연결될 수 있다. 따라서, 분류기(143)는 안전율 마진이 상기 제1 설정 기준값 이상이고, 공력 변화량이 상기 제2 설정 기준값 이하인 설치가능 위치를, 장착물을 장착할 위치로 분류할 수 있다.The classifier 143 may be connected to send and receive signals to and from the first comparator 141 and the second comparator 142 . Accordingly, the classifier 143 may classify an installable position in which the safety factor margin is equal to or greater than the first set reference value and the amount of aerodynamic change is equal to or less than the second set reference value, as a position in which the attachment is to be mounted.

이때, 장착물을 장착할 위치로 분류된 설치가능 위치가 복수개인 경우, 분류기(143)는 분류된 위치들로부터 산출된 안전율 마진 값을 비교할 수 있다. 따라서, 분류된 위치들 중 안전율 마진이 가장 큰 위치를 선택할 수 있다. 이에, 장착물이 추가되어도 안전여유가 있는 가장 안전한 위치가 장착물을 설치할 위치로 선택될 수 있다.In this case, when there are a plurality of installable positions classified as positions for mounting the attachment, the classifier 143 may compare the safety factor margin values calculated from the classified positions. Accordingly, a position having the largest safety factor margin may be selected from among the classified positions. Accordingly, even if the attachment is added, the safest position with a margin of safety may be selected as a location to install the attachment.

또는, 분류기(143)가 공력 변화량 값을 비교할 수도 있다. 이에, 분류된 위치들 중 공력 변화량이 가장 작은 위치를 선택할 수 있다. 따라서, 장착물이 장착되어도 항공기의 비행성능에 영향을 가장 주지 않는 위치가 장착물을 설치할 위치로 선택될 수 있다.Alternatively, the classifier 143 may compare the value of the aerodynamic change amount. Accordingly, it is possible to select a position with the smallest amount of aerodynamic change among the classified positions. Therefore, even if the attachment is mounted, a position that does not most affect the flight performance of the aircraft may be selected as the location where the attachment is to be installed.

한편, 항공기 장착물 위치 설계장치(100)는 표시부(170)를 더 포함할 수도 있다. 표시부(170)는 위치선정부(140)와 신호를 주고받을 수 있게 연결될 수 있다. 표시부(170)는 디스플레이를 포함할 수 있다. 이에, 표시부(170)는 위치선정부(140)의 선정결과를 전달받아 위치선정부(140)에서 선정된 위치를 작업자에게 시각적으로 표시해줄 수 있다. 따라서, 작업자는 표시부(170)에 표시된 위치를 확인하여 장착물을 설치하는 작업을 수행할 수 있다.On the other hand, the aircraft installation location design device 100 may further include a display unit (170). The display unit 170 may be connected to send and receive signals to and from the location selector 140 . The display unit 170 may include a display. Accordingly, the display unit 170 may receive the selection result of the position selection unit 140 and visually display the position selected by the position selection unit 140 to the operator. Accordingly, the operator may perform the operation of installing the attachment by checking the position indicated on the display unit 170 .

이처럼 항공기를 용이하게 분석할 수 있다. 따라서, 분석을 통해 획득한 정보를 이용하여, 항공기에 추가되는 항공기 장착물의 설치 위치를 용이하게 선정할 수 있다. 이에, 항공기 장착물의 구조안정성을 확보하고, 항공기 장착물에 의한 항공기의 비행 성능 저하를 최소화할 수 있다.In this way, the aircraft can be easily analyzed. Therefore, using the information obtained through the analysis, it is possible to easily select the installation location of the aircraft attachment to be added to the aircraft. Accordingly, it is possible to secure the structural stability of the aircraft mount, and to minimize the degradation of the flight performance of the aircraft due to the aircraft mount.

도 2는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 장착물 위치 설계방법을 나타내는 플로우 차트이다. 하기에서는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 장착물 위치 설계장치에 대해 설명하기로 한다. 2 is a flowchart illustrating a method for designing an aircraft installation location according to an embodiment of the present invention. Hereinafter, an apparatus for designing an aircraft mounting position according to an embodiment of the present invention will be described.

항공기 장착물 위치 설계방법은, 항공기에 장착물을 설치할 위치를 선정하기 위한 설계방법이다. 도 2를 참조하면 항공기 장착물 위치 설계방법은, 항공기의 외형 데이터 및 재질 데이터를 생성하는 과정(S110), 항공기의 외형 데이터 및 재질 데이터를 이용하여, 항공기에서 장착물이 설치 가능하다고 미리 선택된 복수개의 설치가능 위치 각각에 대한 구조해석, 및 장착물의 장착에 따른 항공기의 공력해석을 수행하는 과정(S120), 및 구조해석 및 공력해석 결과에 따라, 복수개의 설치가능 위치 중 장착물을 장착할 위치를 선정하는 과정(S130)을 포함한다.The aircraft installation location design method is a design method for selecting a location to install the attachment on the aircraft. Referring to FIG. 2 , the method of designing the location of an aircraft installation includes a process of generating external appearance data and material data of the aircraft (S110), and using the external appearance data and material data of the aircraft, a plurality of preselected attachments that can be installed in the aircraft Structural analysis for each of the four installable positions, and the process of performing aerodynamic analysis of the aircraft according to the installation of the attachment (S120), and the location to install the attachment among the plurality of installable positions according to the results of the structural analysis and aerodynamic analysis It includes the process of selecting (S130).

이때, 항공기 장착물 위치 설계방법은, 도 1과 같은 구조의 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 장착물 위치 설계장치에 의해 수행될 수 있다. 그러나 이에 한정되지 않고 다양한 장비들에 의해 항공기 장착물 위치 설계방법이 수행될 수 있다.At this time, the method for designing the position of the aircraft mount may be performed by the apparatus for designing the position of the aircraft mount according to an embodiment of the present invention having the structure shown in FIG. 1 . However, the present invention is not limited thereto, and the method for designing the location of an aircraft installation may be performed by various devices.

우선, 항공기의 외형 데이터 및 재질 데이터를 생성한다(S110). 일부 항공기의 경우 항공기의 재질이나 도면과 같은 기본정보를 획득하기 어려울 수 있다. 따라서, 항공기를 직접 분석하여 외형 데이터와 재질 데이터를 생성할 수 있다.First, external appearance data and material data of the aircraft are generated (S110). For some aircraft, it may be difficult to obtain basic information such as aircraft materials and drawings. Therefore, it is possible to directly analyze the aircraft to generate appearance data and material data.

항공기의 외형 데이터를 생성하기 위해, 항공기 둘레의 복수 위치에서 형상측정기(111)로 항공기를 스캔할 수 있다. 예를 들어, 형상측정기(111)를 복수 위치로 이동시키면서 항공기를 스캔하거나, 복수개의 형상측정기(111)를 복수 위치에 각각 배치하여 항공기를 스캔할 수 있다. 따라서, 항공기의 3차원 형상에 대한 정보를 외형 데이터로 생성할 수 있다.In order to generate the appearance data of the aircraft, the aircraft may be scanned with the shape measurer 111 at multiple locations around the aircraft. For example, an aircraft may be scanned while the shape measuring device 111 is moved to a plurality of positions, or an aircraft may be scanned by disposing a plurality of shape measuring devices 111 at a plurality of positions, respectively. Accordingly, information about the three-dimensional shape of the aircraft may be generated as external data.

항공기의 재질 데이터를 생성하기 위해, 항공기의 도장을 제거한 후, 도장이 제거된 부분의 원자질량을 분석하여 원소기호를 산출할 수 있다. 예를 들어, 항공기의 일부에서 도장을 벗긴 후, 재질분석기(112)로 항공기의 원자질량을 측정할 수 있다. 따라서, 항공기의 원자질량에 따른 재질에 대한 정보를 재질 데이터로 생성할 수 있다.In order to generate the material data of the aircraft, after the paint of the aircraft is removed, the element symbol may be calculated by analyzing the atomic mass of the portion where the paint is removed. For example, after the paint is removed from a part of the aircraft, the atomic mass of the aircraft may be measured with the material analyzer 112 . Accordingly, information on the material according to the atomic mass of the aircraft may be generated as material data.

한편, 구조해석 및 공력해석을 수행하기 전에, 장착물을 지지하기 위한 보강구조물을, 설치가능 위치들의 형상에 따라 모델링할 수 있다. 즉, 항공기에 장착물이 추가되는 경우, 장착물을 지지하도록 항공기의 강도를 향상시킬 필요가 있다. 따라서, 외형 데이터를 참고하여 보강구조물 모델링부(150)로 항공기의 외피에 설치되어 장착물을 지지하기 위한 보강구조물을 모델링할 수 있다.On the other hand, before performing structural analysis and aerodynamic analysis, the reinforcement structure for supporting the mounting may be modeled according to the shape of the installable positions. That is, when an attachment is added to the aircraft, it is necessary to improve the strength of the aircraft to support the attachment. Accordingly, it is possible to model a reinforcing structure to be installed on the outer skin of the aircraft to support the attachment by the reinforcing structure modeling unit 150 with reference to the external shape data.

이때, 설치가능 위치들의 형상에 따라 보강구조물을 모델링하기 전에, 상기 항공기의 고유진동수 데이터를 생성할 수 있다. 예를 들어, 설치가능 위치를 망치 등으로 타격한 후, 진동수 측정기(113)로 타격에 의한 설치가능 위치의 진동량을 측정할 수 있다. 따라서, 진동수 측정기(113)로 설치가능 위치의 고유진동수 데이터를 생성할 수 있다.In this case, before modeling the reinforcing structure according to the shape of the installable positions, the natural frequency data of the aircraft may be generated. For example, after hitting the installable position with a hammer or the like, it is possible to measure the amount of vibration of the installable position by hitting with the frequency meter 113 . Therefore, the natural frequency data of the installable position can be generated by the frequency measuring device 113 .

그 다음, 항공기의 외형 데이터 및 재질 데이터를 이용하여, 복수개의 설치가능 위치 각각에 대한 구조해석, 및 장착물의 장착에 따른 항공기의 공력해석을 수행한다(S120). 상세하게는, 보강구조물이 설치가능 위치에 장착된 상태를 모델링하여 설치가능 위치와 보강구조물의 구조해석을 수행할 수 있다. Then, by using the external appearance data and material data of the aircraft, structural analysis for each of a plurality of installable positions, and aerodynamic analysis of the aircraft according to the mounting of the attachment is performed (S120). In detail, by modeling the state in which the reinforcing structure is mounted at the installable position, the structural analysis of the installable position and the reinforcing structure may be performed.

이때, 장착물이 설치 가능한 복수개의 설치가능 위치를 항공기에서 미리 선택할 수 있다. 설치가능 위치는 장착물의 종류에 따라 선택될 수 있다. 예를 들어, 장착물이 안테나인 경우, 항공기에서 안테나가 신호를 안정적으로 송수신할 수 있는 위치들을 설치가능 위치들로 선택할 수 있다.In this case, a plurality of installable positions in which the attachment can be installed may be selected in advance in the aircraft. The installable position may be selected according to the type of the attachment. For example, when the mount is an antenna, positions in an aircraft where the antenna can stably transmit and receive signals may be selected as installable positions.

복수개의 설치가능 위치 각각에 대한 구조해석을 수행하기 위해, 외형 데이터를 이용하여 설치가능 위치들과 보강구조물 각각에 가해지는 응력값을 계산할 수 있다. 예를 들어, 유한요소법(FEM: Finite Elements Method)을 이용하여 설치가능 위치들과 보강구조물을 1차원인 막대, 2차원인 삼각형이나 사각형, 3차원인 중실체(사면체, 6면체)의 유한개의 요소로 분할하고 각기의 영역에 관하여 에너지원리를 기초로 하는 근사해법에 기하여 응력값을 계산할 수 있다. 그러나 응력값을 계산하는 방법은 이에 한정되지 않고 다양할 수 있다.In order to perform structural analysis on each of a plurality of installable positions, a stress value applied to each of the installable positions and the reinforcing structure may be calculated using the external data. For example, using the Finite Elements Method (FEM), installable locations and reinforcing structures are divided into a one-dimensional bar, a two-dimensional triangle or square, and a three-dimensional solid body (tetrahedron, hexahedron). Stress values can be calculated based on the division into elements and approximate solutions based on the energy principle for each domain. However, the method for calculating the stress value is not limited thereto, and may vary.

또한, 재질 데이터를 이용하여 항공기의 항공기 허용응력을 산출하고, 보강구조물의 재질에 따른 보강구조물 허용응력을 산출할 수 있다. 즉, 재질 데이터를 이용하여 항공기의 항공기 허용응력을 산출하고, 보강구조물의 재질에 따른 보강구조물 허용응력을 산출할 수 있다. 상세하게는, 재질에 따른 허용응력 값들을 미리 저장하고, 저장된 정보들에서 항공기와 보강구조물의 재질에 해당하는 허용응력 값을 찾아 산출할 수 있다.In addition, the allowable stress of the aircraft may be calculated using the material data, and the allowable stress of the reinforcing structure may be calculated according to the material of the reinforcing structure. That is, the allowable stress of the aircraft may be calculated using the material data, and the allowable stress of the reinforcing structure may be calculated according to the material of the reinforcing structure. In detail, allowable stress values according to materials are stored in advance, and allowable stress values corresponding to materials of aircraft and reinforcing structures can be found and calculated from the stored information.

응력값과 허용응력이 산출되면, 항공기의 허용응력을 설치가능 위치들에서 계산된 응력값들 각각으로 나누고, 보강구조물의 허용응력을 보강구조물에서 계산된 응력값들 각각으로 나눌 수 있다. 따라서, 응력값이 계산된 위치별로 안전율 마진을 산출할 수 있다. When the stress value and the allowable stress are calculated, the allowable stress of the aircraft may be divided by each of the calculated stress values at the installable positions, and the allowable stress of the reinforcing structure may be divided by each of the calculated stress values in the reinforcing structure. Accordingly, it is possible to calculate the safety factor margin for each position at which the stress value is calculated.

한편, 장착물의 장착에 따른 상기 항공기의 공력해석을 수행하기 위해, 외형 데이터를 이용하여 복수개의 설치가능 위치 각각에 장착물의 장착 전후 형상을 모델링하고, 장착물 장착 전후의 공력 변화량을 계산할 수 있다. 상세하게는, 즉, 외형 데이터, 보강구조물의 외형에 대한 정보, 및 장착물의 외형에 대한 정보들을 이용하여 복수개의 설치가능 위치 각각에 장착물의 장착 전후 형상을 모델링할 수 있다. 모델링된 장착물 장착 전후 형상을 이용하여, 장착물 장착 전후의 공력 변화량을 계산할 수 있다. 이때, 공력 변화량은, 면적모멘트비, 항력계수 변화율, 및 추력 비율 중 적어도 어느 하나를 포함할 수 있다. On the other hand, in order to perform aerodynamic analysis of the aircraft according to the attachment of the attachment, it is possible to model the shape of the attachment before and after the attachment of the attachment at each of a plurality of installable positions using the external shape data, and calculate the amount of aerodynamic change before and after the attachment of the attachment. In detail, that is, the shape of the attachment before and after the mounting at each of the plurality of installable positions may be modeled using the external shape data, information on the external shape of the reinforcing structure, and information on the external shape of the mounting body. By using the modeled shape before and after the attachment of the attachment, the amount of change in aerodynamics before and after the attachment of the attachment can be calculated. In this case, the aerodynamic change amount may include at least one of an area moment ratio, a drag coefficient change rate, and a thrust ratio.

면적모멘트비를 구하기 위해, 항공기에 구비되는 수직안정판의 면적모멘트, 및 장착물이 각 설치가능 위치들에서 가지는 면적모멘트를 산출할 수 있다. 산출된 수직안정판의 면적모멘트 대비 장착물의 면적모멘트의 비율을 계산하여 면적모멘트비를 산출할 수 있다.In order to obtain the area-moment ratio, the area moment of the vertical stabilizer provided in the aircraft and the area moment the attachment has at each installable position may be calculated. The area moment ratio can be calculated by calculating the ratio of the area moment of the mounted object to the area moment of the calculated vertical stabilizer.

항력계수 변화율을 구하기 위해, 항공기의 항력계수와 장착물이 각 설치가능 위치들에서 가지는 항력계수를 산출할 수 있다. 산출된 항공기의 항력계수 대비 장착물의 항력계수의 비율을 계산하여 항력계수 변화율을 산출할 수 있다.In order to obtain the drag coefficient change rate, it is possible to calculate the drag coefficient of the aircraft and the drag coefficient that the attachment has at each installable position. The rate of change of the drag coefficient can be calculated by calculating the ratio of the drag coefficient of the attached object to the calculated drag coefficient of the aircraft.

추력 비율을 구하기 위해, 항공기의 측력(또는, 요잉모멘트)과 장착물이 각 설치가능 위치들에서 가지는 측력(또는, 요잉모멘트)을 산출할 수 있다. 산출된 항공기의 측력 대비 장착물의 측력의 비율을 계산하여 항력계수 변화율을 산출할 수 있다.In order to obtain the thrust ratio, it is possible to calculate the lateral force (or yaw moment) of the aircraft and the lateral force (or yaw moment) that the attachment has at each installable position. The rate of change of the drag coefficient can be calculated by calculating the ratio of the side force of the attached object to the calculated side force of the aircraft.

이때, 구조해석과 공력해석은 동시에 수행될 수 있다. 따라서, 구조해석과 공력해석을 별도로 수행되어 소요되는 시간이 증가하는 방지할 수 있다. 이에, 구조해석과 공력해석을 수행하는 시간이 감소할 수 있다.At this time, the structural analysis and the aerodynamic analysis can be performed at the same time. Therefore, it is possible to prevent an increase in the time required by separately performing the structural analysis and the aerodynamic analysis. Accordingly, the time for performing structural analysis and aerodynamic analysis can be reduced.

한편, 구조해석을 수행하면서 보강구조물의 고유진동수를 계산할 수도 있다. 보강구조물의 고유진동수가 계산되면, 항공기와 보강구조물의 고유진동수를 비교하여 둘 사이의 일치율을 계산할 수 있다. 항공기와 보강구조물의 고유진동수의 일치율이, 미리 설정된 설정율 이하이면 보강구조물의 모델링을 변경할 필요가 있다고 판단하고, 설정율을 초과하면 보강구조물의 모델링을 변경할 필요가 없다고 판단할 수 있다. 이때, 보강구조물의 모델링을 변경할 필요가 있다고 판단되면, 보강구조물과 항공기의 고유진동수 일치율이 증가하도록, 보강구조물의 스프링 계수 등의 상수를 변경할 수 있다.On the other hand, it is also possible to calculate the natural frequency of the reinforcing structure while performing the structural analysis. When the natural frequencies of the reinforcing structures are calculated, the coincidence rate between the two can be calculated by comparing the natural frequencies of the aircraft and the reinforcing structures. If the coincidence rate of the natural frequencies of the aircraft and the reinforcing structure is less than or equal to a preset rate, it is determined that the modeling of the reinforcing structure needs to be changed. At this time, if it is determined that it is necessary to change the modeling of the reinforcing structure, constants such as the spring coefficient of the reinforcing structure may be changed so that the natural frequency coincidence rate between the reinforcing structure and the aircraft is increased.

그 다음, 구조해석 및 공력해석 결과에 따라, 복수개의 설치가능 위치 중 장착물을 장착할 위치를 선정한다(S130). 즉, 장착물이 안정적으로 설치되면서 항공기의 비행성능을 최소화할 수 있는 위치를 찾을 수 있다.Then, according to the results of structural analysis and aerodynamic analysis, a position to mount the object is selected from among a plurality of installable positions (S130). In other words, it is possible to find a position where the flight performance of the aircraft can be minimized while the equipment is stably installed.

장착물을 장착할 위치를 선정하기 위해, 복수개의 설치가능 위치에서 산출된 안전율 마진 각각을, 미리 설정된 제1 설정 기준값과 비교하므로, 산출된 안전율 마진 값들 각각이, 제1 설정 기준값 이상인지 또는 미만인지 판단할 수 있다. 안전율 마진이 제1 설정 기준값 이상이면 해당 설치가능 위치에 장착물이 안정적으로 장착될 수 있다는 의미이고, 안전율 마진이 제1 설정 기준값 미만이면 해당 설치가능 위치에 장착물이 안정적으로 장착될 수 없다는 의미이다.In order to select a location to mount the attachment, each of the safety factor margins calculated from a plurality of installable locations is compared with a preset first set reference value, so that each of the calculated safety factor margin values is greater than or less than the first set reference value It can be judged whether If the safety factor margin is greater than or equal to the first set reference value, it means that the attachment can be stably mounted at the applicable installable position. am.

또한, 복수개의 설치가능 위치에서 산출된 공력 변화량 각각을, 미리 설정된 제2 설정 기준값과 비교하므로, 산출된 공력 변화량 값들 각각이, 제2 설정 기준값 이하인 또는 초과하는지 판단할 수 있다. 공력 변화량이 제2 설정 기준값 이하이면 해당 설치가능 위치에 장착물을 설치해도 항공기의 비행성능을 저하시키는 정도가 적다는 의미이고, 공력 변화량이 제2 설정 기준값을 초과하면 해당 설치가능 위치에 장착물을 설치하면 항공기의 비행성능을 저하시키는 정도가 크다는 의미이다.In addition, since each of the aerodynamic variation calculated at a plurality of installable positions is compared with a preset second set reference value, it can be determined whether each of the calculated aerodynamic variation values is less than or exceeding the second set reference value. If the amount of change in aerodynamics is less than the second set reference value, it means that the degree of deterioration of the flight performance of the aircraft is small even if the attachment is installed at the applicable installation location. If installed, it means that the degree of deterioration of the flight performance of the aircraft is large.

비교결과 안전율 마진이 제1 설정 기준값 이상이고, 공력 변화량이 제2 설정 기준값 이하인 설치가능 위치를, 장착물을 장착할 위치로 분류할 수 있다. 안전율 마진이 제1 설정 기준값 이상이고, 공력 변화량이 제2 설정 기준값 이하이면, 해당 설치가능 위치가 장착물이 안정적으로 지지할 수 있으면서 항공기의 비행성능을 저하시키는 것을 억제할 수 있는 위치라는 의미이다.As a result of the comparison, an installable position in which the safety factor margin is greater than or equal to the first set reference value and the amount of aerodynamic change is less than or equal to the second set reference value may be classified as a position to mount the attachment. If the safety factor margin is greater than or equal to the first set reference value and the amount of change in aerodynamics is less than or equal to the second set reference value, it means that the applicable installation position is a position that can stably support the attachment and suppress deterioration of the flight performance of the aircraft. .

이때, 장착물을 장착할 위치로 분류된 설치가능 위치가 복수개인 경우, 분류된 위치들로부터 산출된 안전율 마진 값을 비교할 수 있다. 따라서, 분류된 위치들 중 안전율 마진이 가장 큰 위치를 선택할 수 있다. 이에, 장착물이 추가되어도 안전여유가 있는 가장 안전한 위치가 장착물을 설치할 위치로 선택될 수 있다.In this case, when there are a plurality of installable positions classified as positions for mounting the attachment, the safety factor margin values calculated from the classified positions may be compared. Accordingly, a position having the largest safety factor margin may be selected from among the classified positions. Accordingly, even if the attachment is added, the safest position with a margin of safety may be selected as a location to install the attachment.

또는, 공력 변화량 값을 비교할 수도 있다. 이에, 분류된 위치들 중 공력 변화량이 가장 작은 위치를 선택할 수 있다. 따라서, 장착물이 장착되어도 항공기의 비행성능에 영향을 가장 주지 않는 위치가 장착물을 설치할 위치로 선택될 수 있다.Alternatively, the value of the aerodynamic change amount may be compared. Accordingly, it is possible to select a position with the smallest amount of aerodynamic change among the classified positions. Therefore, even if the attachment is mounted, a position that does not most affect the flight performance of the aircraft may be selected as the location where the attachment is to be installed.

그 다음, 표시부(170)를 이용하여 선정된 설치가능 위치를 작업자에게 시각적으로 표시해줄 수 있다. 따라서, 작업자는 표시부(170)에 표시된 위치를 확인하여 장착물을 설치하는 작업을 수행할 수 있다.Then, it is possible to visually display the selected installable position to the operator using the display unit 170 . Accordingly, the operator may perform the operation of installing the attachment by checking the position indicated on the display unit 170 .

이처럼 항공기를 용이하게 분석할 수 있다. 따라서, 분석을 통해 획득한 정보를 이용하여, 항공기에 추가되는 항공기 장착물의 설치 위치를 용이하게 선정할 수 있다. 이에, 항공기 장착물의 구조안정성을 확보하고, 항공기 장착물에 의한 항공기의 비행 성능 저하를 최소화할 수 있다.In this way, the aircraft can be easily analyzed. Therefore, using the information obtained through the analysis, it is possible to easily select the installation location of the aircraft attachment to be added to the aircraft. Accordingly, it is possible to secure the structural stability of the aircraft mount, and to minimize the degradation of the flight performance of the aircraft due to the aircraft mount.

이와 같이, 본 발명의 상세한 설명에서는 구체적인 실시 예에 관해 설명하였으나, 본 발명의 범주에서 벗어나지 않는 한도 내에서 여러 가지 변형이 가능하며, 실시 예들 간에 다양한 조합도 가능하다. 그러므로, 본 발명의 범위는 설명된 실시 예에 국한되어 정해져서는 안되며, 아래에 기재될 특허청구범위뿐만 아니라 이 청구범위와 균등한 것들에 의해 정해져야 한다.As such, although specific embodiments have been described in the detailed description of the present invention, various modifications are possible without departing from the scope of the present invention, and various combinations between the embodiments are possible. Therefore, the scope of the present invention should not be limited to the described embodiments, but should be defined by the claims to be described below as well as the claims and equivalents.

100: 항공기 장착물 위치 설계장치 110: 데이터 생성부
120: 구조해석부 130: 공력해석부
140: 위치선정부 150: 보강구조물 모델링부
160: 진동수 비교부 170: 표시부100: aircraft mounting position design device 110: data generating unit
120: structural analysis unit 130: aerodynamic analysis unit
140: location selection unit 150: reinforcement structure modeling unit
160: frequency comparison unit 170: display unit

Claims (17)

항공기의 외형 데이터 및 재질 데이터를 생성하는 과정;
항공기의 외형 데이터 및 재질 데이터를 이용하여, 상기 항공기에서 장착물이 설치 가능하다고 미리 선택된 복수개의 설치가능 위치 각각에 대한 구조해석, 및 상기 장착물의 장착에 따른 상기 항공기의 공력해석을 수행하는 과정; 및
상기 구조해석 및 상기 공력해석 결과에 따라, 상기 복수개의 설치가능 위치 중 상기 장착물을 장착할 위치를 선정하는 과정;을 포함하고,
상기 항공기의 재질 데이터를 생성하는 과정은,
상기 항공기의 도장을 제거하는 과정, 및
상기 도장이 제거된 부분의 원자질량을 분석하여 원소기호를 산출하는 과정을 포함하는 항공기 장착물 위치 설계방법.The process of generating appearance data and material data of the aircraft;
A process of performing a structural analysis of each of a plurality of installable positions preselected that an attachment can be installed in the aircraft by using the external appearance data and material data of the aircraft, and aerodynamic analysis of the aircraft according to the installation of the attachment; and
The process of selecting a location to mount the attachment from among the plurality of installable locations according to the structural analysis and the aerodynamic analysis results;
The process of generating the material data of the aircraft is
removing the paintwork of the aircraft; and
A method for designing an aircraft installation location, comprising the step of calculating an element symbol by analyzing the atomic mass of the portion from which the coating has been removed. 청구항 1에 있어서,
상기 항공기의 외형 데이터를 생성하는 과정은,
상기 항공기 둘레의 복수 위치에서 상기 항공기를 스캔하는 과정을 포함하는 항공기 장착물 위치 설계방법.The method according to claim 1,
The process of generating the appearance data of the aircraft is,
and scanning the aircraft at a plurality of locations around the aircraft. 삭제delete 항공기의 외형 데이터 및 재질 데이터를 생성하는 과정;
상기 항공기에서 장착물이 설치 가능하다고 미리 선택된 복수개의 설치가능 위치 각각의 형상에 따라 상기 장착물을 지지하기 위한 보강구조물을 모델링하는 과정;
항공기의 외형 데이터 및 재질 데이터를 이용하여, 상기 복수개의 설치가능 위치 각각에 대한 구조해석, 및 상기 장착물의 장착에 따른 상기 항공기의 공력해석을 수행하는 과정; 및
상기 구조해석 및 상기 공력해석 결과에 따라, 상기 복수개의 설치가능 위치 중 상기 장착물을 장착할 위치를 선정하는 과정;을 포함하는 항공기 장착물 위치 설계방법.The process of generating appearance data and material data of the aircraft;
modeling a reinforcing structure for supporting the attachment according to the shape of each of a plurality of installable positions preselected to be installable in the aircraft;
The process of performing a structural analysis of each of the plurality of installable positions, and aerodynamic analysis of the aircraft according to the mounting of the attachment by using the external data and material data of the aircraft; and
Aircraft installation location design method comprising a; the process of selecting a location in which the attachment is to be mounted from among the plurality of installable locations according to the structural analysis and the aerodynamic analysis results. 청구항 4에 있어서,
상기 복수개의 설치가능 위치 각각에 대한 구조해석을 수행하는 과정은,
상기 외형 데이터를 이용하여 상기 설치가능 위치들과 상기 보강구조물 각각에 가해지는 응력값을 계산하는 과정;
상기 재질 데이터를 이용하여 상기 항공기의 항공기 허용응력을 산출하고, 상기 보강구조물의 재질에 따른 보강구조물 허용응력을 산출하는 과정; 및
상기 항공기의 허용응력을 상기 설치가능 위치들에서 계산된 응력값들 각각으로 나누고, 상기 보강구조물의 허용응력을 상기 보강구조물에서 계산된 응력값들 각각으로 나누어 안전율 마진을 산출하는 과정;을 포함하는 항공기 장착물 위치 설계방법.5. The method according to claim 4,
The process of performing structural analysis for each of the plurality of installable positions is,
calculating a stress value applied to each of the installable positions and the reinforcing structure using the external data;
calculating an aircraft allowable stress of the aircraft by using the material data, and calculating a reinforcing structure allowable stress according to the material of the reinforcing structure; and
The process of dividing the allowable stress of the aircraft by each of the stress values calculated at the installable positions, and calculating the safety factor margin by dividing the allowable stress of the reinforcing structure by each of the stress values calculated in the reinforcing structure; Aircraft Mounting Position Design Method. 청구항 5에 있어서,
상기 장착물의 장착에 따른 상기 항공기의 공력해석을 수행하는 과정은,
상기 외형 데이터를 이용하여 상기 복수개의 설치가능 위치 각각에 상기 장착물의 장착 전후 형상을 모델링하고, 상기 장착물 장착 전후의 공력 변화량을 계산하는 과정을 포함하는 항공기 장착물 위치 설계방법.6. The method of claim 5,
The process of performing aerodynamic analysis of the aircraft according to the installation of the attachment is,
and modeling a shape before and after mounting of the mounting at each of the plurality of installable positions using the external data, and calculating an amount of aerodynamic change before and after mounting the mounting. 청구항 6에 있어서,
상기 공력 변화량은, 면적모멘트비, 항력계수 변화율, 및 추력 비율 중 적어도 어느 하나를 포함하는 항공기 장착물 위치 설계방법.7. The method of claim 6,
The aerodynamic change amount, an area moment ratio, a drag coefficient change rate, and a thrust ratio including at least any one of the aircraft installation location design method. 청구항 6에 있어서,
상기 장착물을 장착할 위치를 선정하는 과정은,
상기 복수개의 설치가능 위치에서 산출된 안전율 마진 각각을, 미리 설정된 제1 설정 기준값과 비교하는 과정;
상기 복수개의 설치가능 위치에서 산출된 공력 변화량 각각을, 미리 설정된 제2 설정 기준값과 비교하는 과정; 및
안전율 마진이 상기 제1 설정 기준값 이상이고, 공력 변화량이 상기 제2 설정 기준값 이하인 설치가능 위치를, 상기 장착물을 장착할 위치로 분류하는 과정;을 포함하는 항공기 장착물 위치 설계방법.7. The method of claim 6,
The process of selecting a location to mount the attachment is,
comparing each of the safety factor margins calculated at the plurality of installable positions with a preset first set reference value;
Comparing each of the aerodynamic changes calculated in the plurality of installable positions with a preset second set reference value; and
Classifying an installable position in which the safety factor margin is greater than or equal to the first set reference value and the amount of aerodynamic change is less than or equal to the second set reference value as a position in which the attachment is to be mounted; 청구항 4에 있어서,
상기 보강구조물을 상기 설치가능 위치들의 형상에 따라 모델링하기 전에, 상기 항공기의 고유진동수 데이터를 생성하는 과정을 더 포함하고,
상기 복수개의 설치가능 위치 각각에 대한 구조해석을 수행하는 과정은,
상기 보강구조물의 고유진동수를 계산하는 과정을 포함하는 항공기 장착물 위치 설계방법.5. The method according to claim 4,
Before modeling the reinforcing structure according to the shape of the installable positions, the method further comprises the step of generating natural frequency data of the aircraft,
The process of performing structural analysis for each of the plurality of installable positions is,
A method for designing an aircraft installation location, including calculating a natural frequency of the reinforcing structure. 청구항 9에 있어서,
상기 항공기의 고유진동수 데이터를 생성하는 과정은,
상기 설치가능 위치를 타격하는 과정; 및
타격에 의한 상기 설치가능 위치의 진동량을 측정하는 과정;을 포함하는 항공기 장착물 위치 설계방법.10. The method of claim 9,
The process of generating the natural frequency data of the aircraft is
The process of hitting the installable position; and
Aircraft mounting position design method comprising a; the process of measuring the amount of vibration of the installable position by the blow. 청구항 9에 있어서,
상기 보강구조물의 고유진동수를 계산한 후에,
상기 항공기와 상기 보강구조물의 고유진동수를 비교하는 과정; 및
상기 항공기와 상기 보강구조물의 고유진동수의 일치율이, 미리 설정된 설정율 이하이면, 상기 보강구조물의 모델링을 변경하는 과정;을 더 포함하는 항공기 장착물 위치 설계방법.10. The method of claim 9,
After calculating the natural frequency of the reinforcing structure,
comparing the natural frequencies of the aircraft and the reinforcing structure; and
and changing the modeling of the reinforcing structure when the coincidence rate of natural frequencies of the aircraft and the reinforcing structure is less than or equal to a preset rate. 항공기의 외형 데이터 및 재질 데이터를 생성하기 위한 데이터 생성부;
장착물이 설치 가능한 복수개의 설치가능 위치 각각에 대한 구조해석을 수행하기 위한 구조해석부;
상기 장착물의 장착에 따른 상기 항공기의 공력해석을 수행하기 위한 공력해석부;
상기 구조해석부와 상기 공력해석부의 해석결과를 전달받아, 상기 복수개의 설치가능 위치 중 상기 장착물을 장착할 위치를 선정하기 위한 위치선정부; 및
상기 위치선정부의 선정결과를 전달받아 상기 위치선정부에서 선정된 위치를 시각적으로 표시해주기 위한 표시부;를 포함하는 항공기 장착물 위치 설계장치.a data generating unit for generating external appearance data and material data of the aircraft;
a structural analysis unit for performing structural analysis for each of a plurality of installable positions in which an attachment can be installed;
an aerodynamic analysis unit for performing aerodynamic analysis of the aircraft according to the installation of the attachment;
a position selection unit for receiving the analysis result of the structural analysis unit and the aerodynamic analysis unit, and selecting a position to mount the mounting object among the plurality of installable positions; and
Aircraft installation location design device comprising a; a display unit for receiving the selection result of the position selection unit to visually display the position selected by the position selection unit. 청구항 12에 있어서,
상기 데이터 생성부로부터 상기 외형 데이터를 전달받을 수 있고, 상기 장착물을 지지하기 위한 보강구조물을 상기 설치가능 위치들의 형상에 따라 모델링하는 보강구조물 모델링부를 더 포함하는 항공기 장착물 위치 설계장치.13. The method of claim 12,
and a reinforcement structure modeling unit receiving the external shape data from the data generating unit and modeling a reinforcement structure for supporting the installation according to shapes of the installable positions. 청구항 13에 있어서,
상기 구조해석부는,
상기 데이터 생성부로부터 상기 외형 데이터를 전달받아 상기 설치가능 위치들과 상기 보강구조물 각각에 가해지는 응력값을 계산하기 위한 응력값 계산기;
상기 데이터 생성부로부터 상기 재질 데이터를 전달받아 상기 항공기의 항공기 허용응력을 산출하고, 상기 보강구조물의 재질에 따른 보강구조물 허용응력을 산출하기 위한 허용응력 산출기; 및
상기 허용응력 산출기에서 산출된 허용응력과 상기 응력값 계산기에서 계산된 응력값을 이용하여 안전율 마진을 산출하기 위한 안전율 산출기;를 포함하는 항공기 장착물 위치 설계장치.14. The method of claim 13,
The structural analysis unit,
a stress value calculator for receiving the external shape data from the data generating unit and calculating a stress value applied to each of the installable positions and the reinforcing structure;
an allowable stress calculator for receiving the material data from the data generating unit, calculating an aircraft allowable stress of the aircraft, and calculating a reinforcing structure allowable stress according to the material of the reinforcing structure; and
A safety factor calculator for calculating a safety factor margin by using the allowable stress calculated by the allowable stress calculator and the stress value calculated by the stress value calculator; 청구항 14에 있어서,
상기 공력해석부는,
상기 데이터 생성부로부터 상기 외형 데이터를 전달받아 상기 복수개의 설치가능 위치 각각에 상기 장착물의 장착 전후 형상을 모델링하기 위한 장착물 모델링기; 및
상기 장착물 장착 전후의 공력 변화량을 계산하기 위한 공력 변화량 계산기;를 포함하는 항공기 장착물 위치 설계장치.15. The method of claim 14,
The aerodynamic analysis unit,
a mounting modeler for receiving the external shape data from the data generating unit and modeling the shape before and after mounting of the mounting at each of the plurality of installable positions; and
Aircraft installation location design device including; an aerodynamic change amount calculator for calculating the aerodynamic change amount before and after the installation of the attachment. 청구항 15에 있어서,
상기 위치선정부는,
상기 복수개의 설치가능 위치에서 산출된 안전율 마진 각각을, 미리 설정된 제1 설정 기준값과 비교하기 위한 제1 비교기;
상기 복수개의 설치가능 위치에서 산출된 공력 변화량 각각을, 미리 설정된 제2 설정 기준값과 비교하기 위한 제2 비교기; 및
안전율 마진이 상기 제1 설정 기준값 이상이고, 공력 변화량이 상기 제2 설정 기준값 이하인 설치가능 위치를, 상기 장착물을 장착할 위치로 분류하기 위한 분류기;를 포함하는 항공기 장착물 위치 설계장치.16. The method of claim 15,
The positioning unit,
a first comparator for comparing each of the safety factor margins calculated at the plurality of installable positions with a first preset reference value;
a second comparator for comparing each of the aerodynamic changes calculated in the plurality of installable positions with a preset second set reference value; and
Aircraft installation location design device comprising a; a classifier for classifying an installable position in which the safety factor margin is greater than or equal to the first set reference value and the amount of aerodynamic change is less than or equal to the second set reference value, as a position to mount the attachment. 삭제delete
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KR20140131108A (en) * 2013-05-03 2014-11-12 한국항공우주산업 주식회사 Aerodynamic Characteristics and performance Prediction Device of Light Armed Helicopter with External Weapon Systems

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