KR20130013268A - 인증 설계 통합 시스템 및 그 방법 - Google Patents

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KR20130013268A
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Abstract

본 발명은 인증 설계통합 시스템 및 그 방법에 대한 것으로서, 보다 상세하게는 초기형상 설계단계와 인증요건 분석단계와 기준형상 최적화 단계로 구성된 인증설계 통합 시스템 및 그 방법에 관한 것이다.
본 발명은 요구도 분석결과를 바탕으로 항공기의 초기 형상을 정의하는 기준 형상 설계단계와, 항공기의 인증요건을 분석하여 설계제약 조건 및 분야별 검증 항목을 도출하는 인증요건 분석단계와, 도출된 인증규정과 결정된 기준형상의 형상정보를 바탕으로 설계 최적화를 수행하며 이를 통해 인증 규정을 만족함과 동시에 성능과 비용에 대한 최적화한 항공기 형상을 도출하는 기준형상 최적화 단계로 이루어지는 것을 특징으로 한다.

Description

인증 설계 통합 시스템 및 그 방법{Integrated system for authentication and design and the mehtod thereof}
본 발명은 인증 설계통합 시스템 및 그 방법에 대한 것으로서, 보다 상세하게는 초기형상 설계단계와 인증요건 분석단계와 기준형상 최적화 단계로 구성된 인증설계 통합 시스템 및 그 방법에 관한 것이다.
일반적으로 항공기 설계 및 개발의 총 순기에 있어서 가장 큰 영향을 미치는 것이 바로 개념연구 및 개념설계 단계이다.
이 단계에서 결정되는 주요사항에 따라 이후의 설계가 진행되며 이에 따라 소요 비용 및 개발 기간, 최종 결과물의 성능 등이 좌우된다. 기존의 개념연구 과정은 설계자의 주관적인 판단에 의해 설계 요구도 및 문제구성 등을 작성하므로 최적화를 수행하여 얻은 형상이 사용자의 요구도를 만족하는 최적의 형상개념이라고 할 수 없으며 이로 인한 반복계산으로 많은 시간과 비용을 소모하게 된다. 이와 같은 기존 설계과정에서의 반복 계산 및 소요시간을 줄이기 위해 개념정립 과정에서 의사결정 모델을 사용하여 설계자의 주관적인 판단을 최대한 배제하고 보다 객관적이고 효율적인 설계를 할 수 있는 새로운 개념정립 및 평가 프로세스의 도입이 필요하다.
이러한 프로세스를 위하여 사용될 수 있는 많은 방법론들은 이미 산업공학 등의 분야에서 제시되었지만 항공우주 분야의 개념설계 과정에서 구체적인 적용 및 활용의 성과는 아직 미비하다.
또한 수입국으로부터의 항공기 안전인증의 하나인 감항 인증에 대한 요구는 반드시 만족시켜야 하는 법규이자 설계제약조건으로 작용한다.
감항 인증 제도의 필요성이 커짐에 따라 정부에서는 항공안전기술개발과 관련한 사업을 통하여 어려움을 극복하려는 노력을 하고 있다. 국내 항공기개발 업체와 부품 업체에서는 인증 팀을 구성하여 관련 연구를 수행하고 있으나 아직까지는 항공기 설계단계에 있어서 인증 요구조건을 포함한 설계가 미비한 단계이다.
만약 항공기개발 결과가 인증규정을 만족시키지 못한다면 재설계에 따른 설계비용이 증가하게 되므로, 항공기가 인증을 받기 위해서는 항공기 설계 초기단계에서부터 인증규정을 고려하여야 한다.
또한 종래 특허기술인 한국등록특허 제0950310호는 항공기 사이징 프로그램 및 성능 해석프로그램의 통합 방법에 대한 것으로서, a) 사용자로부터 입력된 값을 토대로 메인 로터 및 테일 로터의 형상과 동체 형상을 계산하여 항공기 형상을 산출하고, 상기 항공기 형상의 구성부분의 중량을 합산하여 공허 중량을 산출하고, 임무 수행을 위한 필요 연료량을 산출한 후, 이를 기반으로 이륙 총 중량을 산출함으로써 사이징 결과를 생성하는 단계 및 b) 상기 항공기 사이징 프로그램의 대기(Atmosphere) 모듈의 데이터 및 엔진 데이터 모듈의 데이터를 공유하고 상기 사이징 결과에 기반하여 성능 값을 산출하며, 상기 산출된 성능값에 기반하여 임무형상에 따른 성능 해석을 수행하는 단계로 이루어진다.
또한 종래 특허기술인 한국공개특허 제2009-0037524호는 강건 최적설계 방법 및 이를 이용한 초소형 제트 항공기의 최적설계 방법에 대한 것으로서, a) 새로운 시스템이 갖게 될 성능 및 형상을 토대로 임무를 수행하기 위한 필요한 요소들을 도출하여, 상기 시스템에 기대할 수 있는 최대 값과 시장에서 생존할 수 있는 최소 값을 설정하는 사용자 요구도 분석 단계 b) 연관 다이어그램(Affinity Diagram), Nested Column Diagram, QFD(Quality Function Deployment) 등을 통한 설계변수 간의 연관관계 분석하여, 주요설계변수 및 형상인자를 중심으로 대안형상을 정립하고, Morphological Matrix 및 Pugh Concept Selection Matrix를 통한대안 형상 선정하는 대안형상 선정 단계 c) 상기 대안형상 선정항목에 대한 설계가능 영역 분석을 수행하는 대안형상 분석단계 및 d) 상기 설계가능영역 안에서 deterministic optimization기법을 이용하여 임시 디자인(tentative design)을 찾고 이에 대해사용자 요구의 변화 및 실제 개발단계에서 발생할 수 있는 오차에 의한 영향을 줄이기 위한 대안평가 및 강건설계 단계로 이루어진다.
한편, 항공 우주기술과 산업 기술의 급속한 발전에 따라 항공기 개발 기술은 더욱 정교한 소프트웨어에 의존되고 있다. 또한 이것은 인증 기술을 포함하여 항공기의 안전을 보장한다.
따라서 상술한 종래특허 기술과는 다르게 항공기 안전 규정에 따른 최소 요구사항은 항공기의 안전을 보장하기 위해 필요하며, 이 규정이 충족되지 않으면 항공기 개발의 인증 프로세스 재설계 비용은 증가한다. 따라서, 항공기 안전 규정분석 및 데이터베이스를 통합 감항성(Airworthiness) 설계 통합시스템 개발은 항공기 개발 초기 단계 동안 개발해야 한다
현재 미국의 NASA는 감항성 설계 통합시스템을 사용하여 비행제어 시스템과, 모델링, 하드웨어 속성 정보, HQ (품질처리) 특성 및 규정, 시험 개발요구 사항으로 개발하고 있는 실정이다.
또한 독일 항공회사는 MSAccess을 활용하여 PC - Aero3라는 MS 엑셀을 기반으로 소프트웨어를 사용하여 개발하고 있는 실정이다.
그러나 이러한 인증요구 사항을 포함한 통합 항공기 디자인은 아직 부족한 문제점이 많이 있다. 따라서 이를 해결하기 위해 새로운 인증 설계통합 시스템 및 그 방법이 필요하게 되었다.
상술한 문제점을 해결하기 위하여 본 발명은 초기형상 설계단계와 인증요건 분석단계와 기준형상 최적화 단계 등을 통하여 설계 최적화를 수행하며 이를 통해 인증규정을 만족함을 동시에 성능과 비용에 대한 최적화한 항공기 형상을 도출할 수 있는 인증설계 통합 시스템 및 그 방법을 제공하는 데 목적이 있다.
본 발명은 요구도 분석결과를 바탕으로 항공기의 초기 형상을 정의하는 기준 형상 설계단계와, 항공기의 인증요건을 분석하여 설계제약 조건 및 분야별 검증 항목을 도출하는 인증요건 분석단계와, 도출된 인증규정과 결정된 기준형상의 형상정보를 바탕으로 설계 최적화를 수행하며 이를 통해 인증 규정을 만족함과 동시에 성능과 비용에 대한 최적화한 항공기 형상을 도출하는 기준형상 최적화 단계로 이루어진다.
상기 기준 형상설계단계는 요구도 분석모듈을 통한 운용개념, 유사기종 분석, 임무분석, 시장성 분석을 통해 요구도를 분석하는 단계와, 초기 개념 설계모듈을 통해 상기 요구도 분석 모듈을 통한 요구도 분석결과를 바탕으로 항공기의 초기 형상을 정의하기 위해 design space model을 작성하여 민감도 분석(prediction profile)과 설계가능영역검색(contour plot)을 통해 설계 가능한 디자인 요구 데이터를 도출하는 단계와, 최적대안(Best Alternative) 형상도출 모듈을 통해 연관 다이어그램(affinity diagram)과 nested column diagram과 상기 초기 개념 설계 모듈을 통해 설계 가능한 디자인 요구 데이터를 이용한 QFD(Quality Function Deployment)와 Morphological Matrix와 Pugh's concept selection matrix와AHP(analytic hierarchy process)를 통한 기준형상도출/평가를 위한 단계로 이루어진다.
상기 인증요건 분석/적용 단계는 인증규정 분석 모듈을 통해 설계에 필요한 인증 규정의 범위를 설정하며 적용 가능한 인증 규정을 분석/적용하는 단계와, 인증제약조건선정 모듈을 통해 인증 규정 데이터 베이스로 해당규정의 검증변수, 검증 방법, 검증자원, 검증도구를 분석하여 분야별 검증항목을 도출하고 인증제약조건을 선정하는 단계로 이루어진다.
상기 기준형상 최적화 단계는 최적 설계모듈을 통해 상기 인증제약조건선정 모듈을 통한인증제약조건 데이터와 상기 초기 개념 설계 모듈을 통해 설계 가능한 디자인 요구 데이터를 이용한 설계 제약조건 데이터와 구성 형성 모듈을 통한 QFD(Quality Function Deployment)를 이용한 다중목적함수 데이터와 설계변수 데이터를 생성하는 단계와, 항공기 기준형상 모듈을 통해 상기 최적대안 형상도출 모듈을 통한 기준형상도출/평가데이터로 항공기 기준을 형상화하는 단계와, 통합해석/최적화 모듈을 통해 상기 기준형상 설계부와 상기 인증요건 분석부의 인증 규정데이터 베이스를 통한설계의 통합 해석/최적화 단계로 이루어진다.
상기 기준 형상 설계단계 후에는 연관 다이어그램(affinity diagram)과 nested column diagram과 설계 가능한 디자인 요구 데이터를 이용한 QFD(Quality Function Deployment)와 Morphological Matrix와 Pugh's concept selection matrix와 AHP(analytic hierarchy process)를 통한 예비개념설계 단계와, 인증 데이터베이스를 통해 기본 데이터와 스케치 형상을 생성하는 형상 구현 단계와, 공력(aerodynamics)모듈, 성능(performance) 모듈, 추진(propulsion) 모듈, 공허 중량(empty weight) 모듈, 파라미터 측정(parameter estimation) 모듈, 날개/꼬리 사이징(wing and tail sizing) 모듈을 통해 미리 사이즈를 설정하는 항공기 사이징 해석 단계와, 공력(aerodynamic)분석 모듈, 추진(propulsion) 분석 모듈, 미션(mission) 분석 모듈, 중량 분석(weight analysis) 모듈, 안정성/컨트롤(Stability & Control) 분석 모듈, 및 성능(performance) 분석 모듈로 상기 항공기 사이징 해석 단계의 데이터를 분석하는 개념 설계 및 해석 단계와, 상기 예비개념설계 단계에서의 요구 제한조건 데이터와 상기 인증 데이터베이스에서의 감항성 제한 데이터를 통해 최적 형상화하는 최적 형상 설계 단계와, 상기 최적 형상화 데이터를 고정밀로 분석하는 고정밀 분석단계로 이루어진다.
본 발명은 요구도 분석결과를 바탕으로 항공기의 초기 형상을 정의하는 기준 형상 설계부와, 항공기의 인증요건을 분석하여 설계제약 조건 및 분야별 검증 항목을 도출하는 인증요건 분석부와, 도출된 인증규정과 결정된 기준형상의 형상정보를 바탕으로 설계 최적화를 수행하며 이를 통해 인증규정을 만족함을 동시에 성능과 비용에 대한 최적화한 항공기 형상을 도출하는 기준형상 최적화부로 구성된다.
상기 기준형상 설계부는 운용개념, 유사기종 분석, 임무 분석, 시장성 분석을 통해 요구도를 분석하는 요구도 분석 모듈과, 상기 요구도 분석 모듈을 통한 요구도 분석결과를 바탕으로 항공기의 초기 형상을 정의하기 위해 design space model을 작성하여 민감도 분석(prediction profile)과 설계가능영역검색(contour plot)을 통해 설계 가능한 디자인 요구 데이터를 도출하는 초기 개념 설계 모듈과, 연관 다이어그램과 nested column diagram과 상기 초기 개념 설계 모듈을 통해 설계 가능한 디자인 요구 데이터를 이용한 QFD(Quality Function Deployment)와 Morphological Matrix와Pugh's concept selection matrix와 AHP(analytic hierarchy process)를 통한기준형상도출/평가를 위한 최적대안(Best Alternative) 형상도출 모듈로 구성 된다.
상기 인증요건 분석부는 설계에 필요한 인증규정의 범위를 설정하며 적용 가능한 인증규정을 분석하여 적용하는 인증 규정 분석 및 적용 모듈과, 인증 규정 데이터 베이스를 통해 해당규정의 검증변수, 검증 방법, 검증자원, 검증도구를 분석하여 분야별 검증항목을 도출하고 인증제약조건을 선정하는 인증제약조건선정 모듈로 구성된다.
상기 기준형상 최적화부는 상기 인증제약조건선정 모듈을 통한 인증제약조건 데이터와 상기 초기 개념 설계모듈을 통해 설계 가능한 디자인 요구 데이터를 이용한 설계 제약조건 데이터와 구성 형성모듈을 통한 QFD(Quality Function Deployment)를 이용한 다중목적함수 데이터와 설계 변수 데이터를 생성하는 최적 설계모듈과, 상기 최적대안 형상도출 모듈을 통해 기준형상도출/평가데이터로 항공기 기준을 형상화하는 항공기 기준 형상 모듈과, 상기 기준형상 설계부와 상기 인증요건 분석부의 인증 규정 데이터 베이스를 통한 설계의 통합 해석/최적화 모듈로 구성된다.
본 발명은 연관 다이어그램,nested column diagram과 설계 가능한 디자인 요구 데이터를 이용한 QFD(Quality Function Deployment)와 Morphological Matrix와 Pugh's concept selection matrix와 AHP(analytic hierarchy process)를 통한 초기개념을 디자인하는 예비 개념 설계 부와, 인증 데이터베이스를 통해 기본 데이터와 스케치 형상을 생성하는 형상 구현부와, 공력(aerodynamics)모듈, 성능(performance) 모듈, 추진(propulsion) 모듈, 공허 중량(empty weight) 모듈, 파라미터 측정(parameter estimation) 모듈, 날개/꼬리 사이징(wing and tail sizing) 모듈을 통해 미리 사이즈를 설정하는 항공기 사이징 해석부와, 공력(aerodynamic)분석 모듈, 추진(propulsion) 분석 모듈, 미션(mission) 분석 모듈, 중량 분석(weight analysis) 모듈, 안정성/컨트롤(Stability & Control) 분석 모듈, 및 성능(performance) 분석 모듈로 상기 항공기 사이징 해석 단계의 데이터를 분석하는 개념 설계 및 해석부와, 상기 예비개념설계 단계에서의 요구 제한 조건데이터와 상기 인증데이터베이스에서의 감항성 제한데이터를 통해 최적형상화 하는 최적 형상 설계부와, 상기 최적형상화 데이터를 고정밀로 분석하는 고정밀도 해석부로 구성된다.
본 발명에 따르면 설계최적화를 수행하며 이를 통해 인증 규정을 만족함을 동시에 성능과 비용에 대한 최적화한 항공기 형상을 도출한다.
본 발명에 따르면 엔지니어의 주관적인 경험을 최대한 배제하고 체계적이며 논리적인 일련의 과정을 통해 최적 설계 문제 및 항공기 기준형상을 제시할 수 있다.
본 발명에 따르면 항공기 설계 초기 단계에서 설계자 입장에서 항공기 인증 규정을 적용할 수 있으며 항공기 초기 설계 과정에서 형상변경에 의한 설계반복으로 인한 시간과 노력의 낭비를 줄일 수 있다.
도1은 본 발명에 따른 인증 설계 통합시스템을 전체적으로 보여주는 블럭도.
도2는 도1의 기준형상 설계부를 자세히 보여주는 도면.
도3은 도1의 인증요건 분석부를 자세히 보여주는 도면.
도4는 도1의 기준형상 최적화부를 자세히 보여주는 도면.
도5는 본 발명의 일 실시 예에 따라 인증설계 통합 방법을 보여주는 순서도.
도6은 본 발명에 따른 인증요건인 항공기기술기준에서 관련규정을 추적하는 것을 보여주는 도면.
도7은 본 발명에 따른DCRT(Design Certification Related Table)에서 카테고리를 분석결과(analysis results)와 FAR 요약으로 구분하여 필요한 디자인 인증 규정을 분석하는 것을 보여주는 도면.
도8은 본 발명에 따른 문서와 디자인과 감항성 디자인의 가이드라인의 매뉴얼인 ER&G(Engineering Requirements & Guide)를 통한 참고자료를 보여주는 도면.
도9는 본 발명에 따른 요구 정도를 목적에 맞게 섹션으로 정리하여 디자인 제한 요소를 살피고, 인풋과 아웃풋 데이터를 한눈에 살필 수 있는 감항성 디자인을 보여주는 도면.
도10은 본 발명의 일 실시 예에 따른 파일럿 프로그램 인터페이스를 보여주는 도면.
도11 내지 도13은 ATA/ER&G/FAR 23/AC Tracking and Search Function과 CATIA Interface Function과 iSIGHT-FD 프로그램을 이용하는 것을 보여주는 도면.
도14는 본 발명에 따라 최적화된 플랩 형상(flap configuration)이 전환되는 것을 보여주는 도면.
이하 본 발명의 실시를 위한 인증 설계통합 시스템에 대하여 자세히 설명한다.
먼저 본 발명은 산업공학기법인 연관다이어그램, Nested Column Diagram, Quality Function Deployment (QFD), Pugh Concept Selection Matrix 등과 같은 의사결정모델을 사용하고, 이 외에도 일반적인 항공기 설계 규정과 인증 규정 등에 규정된 용어를 사용하지만 이하 이에 대한 상세한 설명은 생략하고 본 발명의 목적에 맞는 내용에 대해서만 상세히 기술한다.
도1 내지 도4에서 보는 바와 같이 본 발명의 일 실시예에 따른 인증 설계통합 시스템은 요구도 분석 결과를 바탕으로 항공기의 초기 형상을 정의하는 기준 형상설계부(100)와, 항공기의 인증요건을 분석하여 설계제약 조건 및 분야별 검증항목을 도출하는 인증요건 분석부(200)와, 도출된 인증규정과 결정된 기준형상의 형상정보를 바탕으로 설계 최적화를 수행하며 이를 통해 인증 규정을 만족함과 동시에 성능과 비용에 대한 최적화한 항공기 형상을 도출하는 기준형상 최적화부(300)로 크게 구성된다.
상기 기준형상 설계부(100)는 요구도 분석모듈(110)과, 초기 개념설계 모듈(120)과, 최적대안(Best Alternative) 형상도출 모듈(130)로 구성된다.
또한 상기 인증요건 분석부(200)는 인증 규정분석/적용 모듈(210, 220)과, 인증제약조건선정 모듈(240)로 구성되며, 상기 모듈들에는 인증 규정데이터베이스(230)가 연결된다.
또한 상기 기준형상 최적화부(300)는 최적 설계모듈(310)과, 항공기 기준형상 모듈(320)과, 통합 해석/최적화 모듈(330, 340)로 구성된다.
또한 본 발명의 다른 실시예로서 인증 설계통합 시스템은 초기 개념 디자인부와, 형상 구현부와, 항공기 사이징 해석부와, 개념 설계 및 해석부와, 최적 형상 설계부와, 고정밀도 해석부로 구성되며, 추가적으로 상기 기준 형상설계부가 포함될 수 있다.
구체적으로 살펴보면 도2에서 보는 바와 같이 상기 기준형상 설계부(100)의 요구도 분석모듈(110)은 운용개념, 유사기종 분석, 임무 분석, 시장성 분석을 통해 요구도를 분석하는 모듈이다.
상기 초기 개념 설계모듈(120)은 상기 요구도 분석 모듈을 통한요구도 분석 결과를 바탕으로 항공기의 초기형상을 정의하기 design space model을 작성하여 민감도 분석(prediction profile)과 설계가능영역검색(contour plot)을 통해 설계 가능한 디자인 요구 데이터를 도출하는 모듈이다.
상기 최적대안(Best Alternative) 형상도출 모듈(130)은 연관 다이어그램(affinity diagram)과 nested column diagram과 상기 초기 개념 설계 모듈을 통해 설계 가능한 디자인 요구 데이터를 이용한 QFD(Quality Function Deployment)와 Morphological Matrix와 Pugh's concept selection matrix와 AHP(analytic hierarchy process)를 통한 기준형상도출/평가를 위한 모듈이다.
도3에서 보는 바와 같이 상기 인증요건 분석부(200)의 인증 규정분석/적용 모듈(210, 220)은 설계에 필요한 인증 규정의 범위를 설정하며 적용 가능한 인증 규정을 분석하여 적용하는 모듈로서, 인증규정 분석단계에서는 설계에 필요한 인증 규정의 범위를 선정하며 항공기 설계 변경이 가능한 설계변경이 이루어지는 범위는 시스템 교체, 성능개량, 소음 증상감소, 구조변경 등의 인증 규정을 분석하게 된다. 이와 관련한 인증요건인 국내의 항공기기술기준Part 23, Part 33, Part34, Part 36 미국의 14CFR23과 Advisory Circular 등을 조사하여 설계분야별로 해당되는 대표적인 인증요건을 선정 할 수 있다.
상기 인증제약조건선정 모듈(240)은 인증 규정데이터 베이스(230)를 통해 해당규정의 검증변수, 검증 방법, 검증자원, 검증도구를 분석하여 분야별 검증항목을 도출하고 인증제약조건을 선정하는 모듈이다.
예를 들어, 상기 인증요건 분석부(200)는DCRT(Design Certification Related Table)에서 카테고리를 분석결과(analysis results)와 FAR 요약으로 구분하여 필요한 디자인 인증 규정을 분석하거나 고 고도에서의 이륙중량(High Altitude Takeoff Weight), 최대중량제한(Weight limits Maximum weight), 최소중량제한(Weight limits Minimum weight) 등의 자료를 참고할 수 있으며, ER&G(Engineering Requirements & Guide) 또는 DCRT (Design Certification Related Table) 형태로 만들게 된다.
도4에서 보는 바와 같이 상기 기준형상 최적화부(300)의 최적 설계모듈(310)은 상기 인증제약조건선정 모듈을 통한인증제약조건 데이터와 상기 초기 개념 설계 모듈을 통해 설계 가능한 디자인 요구 데이터를 이용한 설계 제약조건 데이터와 구성 형성 모듈을 통한 QFD(Quality Function Deployment)를 이용한 다중목적함수 데이터와 설계변수 데이터를 생성하는 모듈이다.
또한 상기 항공기 기준 형상 모듈(320)은 상기 최적대안 형상도출 모듈을 통해 기준형상도출/평가데이터로 항공기 기준을 형상화하는 모듈이다.
상기 통합 해석/최적화 모듈(330, 340)은 상기 기준형상 설계부와 상기 인증요건 분석부의 인증 규정 데이터 베이스를 통한 설계의 통합 해석/최적화 모듈이다.
또한 본 발명의 다른 실시예인 초기 개념 디자인부는 연관 다이어그램(affinity diagram), nested column diagram과 설계 가능한 디자인 요구 데이터를 이용한 QFD(Quality Function Deployment)와 Morphological Matrix와 Pugh's concept selection matrix와 AHP(analytic hierarchy process)를 통한 초기개념을 디자인한다.
상기 형상 구현부는 인증 데이터베이스를 통해 기본 데이터와 스케치 형상을 생성한다.
상기 항공기 사이징 해석부는 공력(aerodynamics)모듈, 성능(performance) 모듈, 추진(propulsion) 모듈, 공허 중량(empty weight) 모듈, 파라미터 측정(parameter estimation)모듈, 및 날개/꼬리 사이징(wing and tail sizing) 모듈을 통해 미리 사이즈를 설정한다.
상기 개념 설계 및 해석부는 공력(aerodynamic)분석 모듈, 추진(propulsion) 분석 모듈, 미션(mission) 분석 모듈, 중량 분석(weight analysis) 모듈, 안정성/컨트롤(Stability & Control) 분석 모듈, 및 성능(performance) 분석 모듈로 상기 항공기 사이징 해석 단계의 데이터를 분석한다.
상기 최적 형상 설계부는 상기 예비개념설계 단계에서의 요구제한 조건 데이터와 상기 인증 데이터베이스에서의 감항성 제한데이터를 통해 최적형상화한다.
상기 고정밀도 해석부는 상기 최적형상화 데이터를 고정밀로 분석한다.
이하 본 발명의 실시를 위한 인증 설계통합 방법에 대하여 자세히 설명한다.
본 발명의 일 실시예에 따른 인증 설계통합 방법은 기준형상 설계단계와, 인증요건 분석 단계와, 기준형상 최적화 단계로 이루어진다.
상기 기준 형상설계단계는 요구도 분석결과를 바탕으로 항공기의 초기 형상을 정의하는 단계이다.
상기 인증요건 분석단계는 항공기의 인증요건을 분석하여 설계제약 조건 및 분야별 검증항목을 도출하는 단계이다.
예를 들어 도6에서 보는 바와 같이 인증요건인 국내의 항공기기술기준Part 23, Part 33, Part34, Part 36 미국의 14CFR23과 Advisory Circular 등에서 관련 규정을 추적하여, (가), (나), (다), (라)로 추적한 것과 같이 다수의 데이터 베이스를 동시에 이용할 수 있도록 한다.
또한 도7에서 보는 바와 같이 DCRT(Design Certification Related Table)에서 카테고리를 분석 결과(analysis results)와 FAR 요약으로 구분하여 필요한 디자인 인증 규정을 분석할 수 있다.
또한 도8에서 보는 바와 같이 문서와 디자인과 감항성 디자인의 가이드라인의 매뉴얼인 ER&G(Engineering Requirements & Guide)를 통하여 Performance General of FAR 23 Regulation, 고고도이륙중량(High Altitude Takeoff Weight), 최대중량의 무게제한(Weight limits Maximum weight, 최소중량의 무게 제한(Weight limits Minimum weight) 등의 자료를 참고할 수 있다.
즉 적용 가능한 인증 규정의 범위가 설정이 되면 인증 규정 적용단계에서는 인증규정을 데이터 베이스 (Data Base) 하기 전 ER&G(Engineering Requirements & Guide) 또는 DCRT (Design Certification Related Table) 형태로 만들게 된다.
상기 ER&G와 DCRT은 항공기 설계 단계에서 적용될 수 있는 인증요건을 분석하여, 설계단계에 맞게 요건들을 분류, 설계자가 항공기를 설계 하는데 있어서 따라야 하는 인증요구조건과 설계지침을 작성함으로써 인증-설계 가이드를 제공하게 된다.
이는 인증을 받기 위해 수행할 수 있는 방안에 대한 설명을 쉽게 찾을 수 있으면 초기설계 단계서부터 해당규정을 적용할 수 있는 인증규정 데이터 베이스 구축의 기초가 된다.
이렇게 만들어진 인증 규정 데이터 베이스를 통해 설계자는 구축된 데이터 베이스를 이용하여 해당규정의 검증변수, 검증 방법, 검증자원, 검증도구를 분석하여 분야별 검증항목을 도출하고 인증제약조건을 선정할 수 있다.
한편 상기 기준형상 최적화 단계는 도출된 인증규정과 결정된 기준형상의 형상정보를 바탕으로 설계최적화를 수행하며 이를 통해 인증 규정을 만족함과 동시에 성능과 비용에 대한 최적화한 항공기 형상을 도출하는 단계이다.
여기에서 상기 기준형상 설계단계는 요구도를 분석하는 단계와, 디자인 요구 데이터를 도출하는 단계와, 기준형상도출/평가를 위한 단계로 크게 구성된다.
구체적으로 상기 요구도를 분석하는 단계는 요구도 분석 모듈을 통한운용개념, 유사기종 분석, 임무 분석, 시장성을 분석하는 단계이다.
상기 디자인 요구 데이터를 도출하는 단계는 초기 개념 설계 모듈을 통해 상기 요구도 분석 모듈을 통한 요구도 분석 결과를 바탕으로 항공기의 초기 형상을 정의하기 위해 design space model을 작성하여 민감도 분석(prediction profile)과 설계가능영역검색(contour plot)을 통해 설계하는 단계이다.
상기 기준형상도출/평가를 위한 단계는 최적대안(Best Alternative) 형상도출 모듈을 통해 연관 다이어그램(affinity diagram)과 nested column diagram과 상기 초기 개념 설계 모듈을 통해 설계 가능한 디자인 요구 데이터를 이용한 QFD(Quality Function Deployment)와 Morphological Matrix와 Pugh's concept selection matrix와 AHP(analytic hierarchy process)를 통해 기준형성을 도출하고 평가하는 단계이다.
상기 인증요건 분석단계는 인증 규정을 분석/적용하는 단계와, 인증제약조건을 선정하는 단계로 구성된다.
상기 기준형상 최적화 단계는 다중목적함수 데이터와 설계 변수 데이터를 생성하는 단계와, 항공기 기준을 형상화하는 단계와, 설계의 통합 해석/최적화 단계로 이루어진다.
예를 들어 도9에서 보는 바와 같이 요구 정도(ㄱ)를 목적에 맞게 섹션으로 정리하여(ㄴ) 디자인 제한 요소를 살피고(ㄷ), 인풋과 아웃풋 데이터를 한눈에 살필 수 있는 감항성 디자인을 통한 분석프로그램을 통하여 본 발명에 따른 초기형상 설계단계와 인증요건 분석단계와 기준형상 최적화 단계에 만족시킬 수 있다.
또한 도10에서 보는 바와 같이 본 발명의 일 실시예에 따른 파일럿 프로그램 인터페이스는 유저 로그인부와 컨텐츠부(contents)와 감항성 데이터베이스(airworthiness database)와, FAR 규정(Regulation)을 동시에 나타낸다.
또한 본 발명의 일 실시 예에 따라 도11 내지 도13은 ATA/ER&G/FAR 23/AC Tracking and Search Function과 CATIA Interface Function과 iSIGHT-FD 프로그램을 이용하여 본 발명을 실시함을 나타낸다.
그리고 상기 다중목적함수 데이터와 설계 변수데이터를 생성하는 단계는 최적 설계 모듈을 통해 상기 인증제약조건선정 모듈을 통한인증제약조건 데이터와 상기 초기 개념 설계 모듈을 통해 설계 가능한 디자인 요구 데이터를 이용한 설계 제약조건 데이터와 구성 형성 모듈을 통한 QFD(Quality Function Deployment)를 이용하는 단계이다.
상기 항공기 기준을 형상화하는 단계는 항공기 기준 형상 모듈을 통해 상기 최적대안 형상도출 모듈을 통한기준형상도출/평가데이터로 항공기 기준을 형상화한다.
상기 설계의 통합해석/최적화 단계는 통합 해석/최적화 모듈을 통해 상기 기준형상 설계부와 상기 인증요건 분석부의 인증규정 데이터 베이스를 통한 설계의 통합해석과 최적화한다.
따라서 도14에서 보는 바와 같이 최적화된 플랩 형상(flap configuration)이 (a)에서 (b)로 전환되는 것을 알 수 있다.
도5에서 보는 바와 같이 본 발명의 다른 실시 예에서 상기 기준 형상 설계단계 후에는 초기 개념 디자인 단계(S110)와, 형상 구현 단계(S120)와, 초기 사이징(initial sizing)단계(S130)와, 개념 설계 및 해석 단계(S140)와, 최적 형상 설계 단계(S150)와, 고정밀도 해석 단계(S160)로 이루어진다.
구체적으로 상기 예비개념설계 단계(S110)는 연관 다이어그램(affinity diagram)과 nested column diagram과 설계 가능한 디자인 요구 데이터를 이용한 QFD(Quality Function Deployment)와 Morphological Matrix와 Pugh's concept selection matrix와 AHP(analytic hierarchy process)를 통해 초기 개념 디자인하는 단계이다.
상기 형상 구현 단계(S120)는 인증 데이터베이스를 통해 기본 데이터와 스케치 형상을 생성하는 단계이다.
상기 초기 사이징(initial sizing)단계(S130)는 공력(aerodynamics)모듈, 성능(performance) 모듈, 추진(propulsion) 모듈, 공허 중량(empty weight) 모듈, 파라미터 측정(parameter estimation) 모듈, 날개/꼬리 사이징(wing and tail sizing) 모듈을 통해 미리 사이즈를 설정하는 단계이다.
상기 개념 설계 및 해석 단계(S140)는 공력(aerodynamic)분석 모듈, 추진(propulsion) 분석 모듈, 미션(mission) 분석 모듈, 중량 분석(weight analysis) 모듈, 안정성/컨트롤(Stability & Control) 분석 모듈, 및 성능(performance) 분석 모듈로 상기 항공기 사이징 해석 단계의 데이터를 분석하는 단계이다.
상기 최적 형상 설계 단계(S150)는 상기 예비개념설계 단계에서의 요구 제한조건 데이터와 상기 인증 데이터베이스에서의 감항성 제한 데이터를 통해 최적 형상화하는 단계이다.
상기 고정밀도 해석 단계(S160)는 상기 최적 형상화 데이터를 고정밀로 분석하는 단계이다.
이상에서 설명한 본 발명은, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 있어본 발명의 기술적 사상을 벗어나지 않는 범위 내에서 여러가지 치환, 변형 및 변경이 가능하므로 전술한 실시 예 및 첨부된 도면에 의해 한정되는 것이 아니다.
100 : 기준 형상 설계부 110 : 요구도 분석 모듈
120 : 초기 개념 설계모듈
130 : 최적대안(Best Alternative) 형상도출 모듈
200 : 인증요건 분석부 210 : 인증규정 분석 모듈
220 : 인증 규정 적용모듈 230 : 인증 규정데이터베이스
240 : 인증제약조건선정 모듈 300 : 기준형상 최적화부
310 : 최적 설계 모듈 320 : 항공기 기준 형상모듈
330 : 통합 해석 모듈 340 : 통합 최적화 모듈

Claims (10)

  1. 요구도 분석 결과를 바탕으로 항공기의 초기형상을 정의하는 기준형상 설계단계와;
    항공기의 인증요건을 분석하여 설계제약 조건 및 분야별 검증 항목을 도출하는 인증요건 분석단계와;
    도출된 인증규정과 결정된 기준형상의 형상정보를 바탕으로 설계 최적화를 수행하며 이를 통해 인증규정을 만족함과 동시에 성능과 비용에 대한 최적화한 항공기 형상을 도출하는 기준형상 최적화 단계;
    로 이루어지는 것을 특징으로 하는 인증 설계통합 방법.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 기준 형상설계단계는,
    요구도 분석 모듈을 통한 운용개념, 유사기종 분석, 임무 분석, 시장성 분석을 통해 요구도를 분석하는 단계와;
    초기 개념 설계 모듈을 통해 상기 요구도 분석 모듈을 통한요구도 분석 결과를 바탕으로 항공기의 초기형상을 정의하기 위해design space model을 작성하여 민감도 분석(prediction profile)과 설계가능영역검색(contour plot)을 통해 설계 가능한 디자인 요구 데이터를 도출하는 단계와;
    최적대안(Best Alternative) 형상도출 모듈을 통해 연관 다이어그램(affinity diagram)과 nested column diagram과 상기 초기 개념 설계 모듈을 통해 설계 가능한 디자인 요구데이터를 이용한 QFD(Quality Function Deployment)와 Morphological Matrix와 Pugh's concept selection matrix와 AHP(analytic hierarchy process)를 통한 기준형상도출/평가를 위한 단계;
    로 이루어지는 것을 특징으로 하는 인증 설계통합 방법.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 인증요건 분석/적용 단계는,
    인증 규정 분석모듈을 통해 설계에 필요한 인증 규정의 범위를 설정하며 적용 가능한 인증 규정을 분석/적용하는 단계와;
    인증제약조건선정 모듈을 통해 인증 규정 데이터 베이스로 해당규정의 검증변수, 검증 방법, 검증자원, 검증도구를 분석하여 분야별 검증항목을 도출하고 인증제약조건을 선정하는 단계;
    로 이루어지는 것을 특징으로 하는 인증 설계통합 방법.
  4. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 기준형상 최적화 단계는,
    최적 설계 모듈을 통해 상기 인증제약조건선정 모듈을 통한인증제약조건 데이터와 상기 초기 개념 설계 모듈을 통해 설계 가능한 디자인 요구 데이터를 이용한 설계 제약조건 데이터와 구성 형성 모듈을 통한 QFD(Quality Function Deployment)를 이용한 다중목적함수 데이터와 설계변수 데이터를 생성하는 단계와
    항공기 기준 형상모듈을 통해 상기 최적대안 형상도출 모듈을 통한 기준형상도출/평가데이터로 항공기 기준을 형상화하는 단계와;
    통합 해석/최적화 모듈을 통해 상기 기준형상 설계부와 상기 인증요건 분석부의 인증규정 데이터 베이스를 통한 설계의 통합해석/최적화 단계;
    로 이루어지는 것을 특징으로 하는 인증 설계통합 방법.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 기준 형상설계단계 후에는,
    연관 다이어그램(affinity diagram)과 nested column diagram과 설계 가능한 디자인 요구 데이터를 이용한 QFD(Quality Function Deployment)와 Morphological Matrix와Pugh's concept selection matrix와 AHP(analytic hierarchy process)를 통한 예비개념설계 단계와;
    인증 데이터베이스를 통해 기본 데이터 스케치 형상을 생성하는 형상 구현 단계와;
    공력(aerodynamics)모듈, 성능(performance) 모듈, 추진(propulsion) 모듈, 공허 중량(empty weight) 모듈, 파라미터 측정(parameter estimation) 모듈, 날개/꼬리 사이징(wing and tail sizing) 모듈을 통해 미리 사이즈를 설정하는 항공기 사이징 해석 단계와;
    공력(aerodynamic)분석 모듈, 추진(propulsion) 분석 모듈, 미션(mission) 분석 모듈, 중량 분석(weight analysis) 모듈, 안정성/컨트롤(Stability & Control) 분석 모듈, 및 성능(performance) 분석 모듈로 상기 항공기 사이징 해석 단계의 데이터를 분석하는 개념 설계 및 해석 단계와;
    상기 예비개념설계 단계에서의 요구 제한조건 데이터와 상기인증 데이터베이스에서의 감항성 제한 데이터를 통해 최적 형상화하는 최적형상 설계 단계와;
    상기 최적 형상화 데이터를 고정밀로 분석하는 고정밀도 해석 단계;
    로 이루어지는 것을 특징으로 하는 인증 설계통합 방법.
  6. 요구도 분석 결과를 바탕으로 항공기의 초기형상을 정의하는 기준형상 설계부와;
    항공기의 인증요건을 분석하여 설계제약 조건 및 분야별 검증 항목을 도출하는 인증요건 분석부와;
    도출된 인증규정과 결정된 기준형상의 형상정보를 바탕으로 설계 최적화를 수행하며 이를 통해 인증규정을 만족함을 동시에 성능과 비용에 대한 최적화한 항공기 형상을 도출하는 기준형상 최적화부;
    로 구성되는 것을 특징으로 하는 인증 설계통합 시스템.
  7. 제6항에 있어서,
    상기 기준형상 설계부는,
    운용개념, 유사기종 분석, 임무 분석, 시장성 분석을 통해 요구도를 분석하는 요구도 분석모듈과;
    상기 요구도 분석모듈을 통한 요구도 분석 결과를 바탕으로 항공기의 초기 형상을 정의하기 위해 design space model을 작성하여 민감도 분석(prediction profile)과 설계가능영역검색(contour plot)을 통해 설계 가능한 디자인 요구 데이터를 도출하는 초기 개념 설계 모듈과;
    연관 다이어그램(affinity diagram)과 nested column diagram과 상기 초기 개념 설계 모듈을 통해 설계 가능한 디자인 요구 데이터를 이용한 QFD(QualityFunction Deployment)와 Morphological Matrix와 Pugh's concept selection matrix와 AHP(analytic hierarchy process)를 통한 기준형상도출/평가를 위한 최적대안(Best Alternative) 형상도출 모듈;
    로 구성 되는 것을 특징으로 하는 인증설계 통합 시스템.
  8. 제6항에 있어서,
    상기 인증요건 분석부는,
    설계에 필요한 인증규정의 범위를 설정하며 적용 가능한 인증규정을 분석하여 적용하는 인증 규정 분석 및 적용 모듈과;
    인증 규정 데이터 베이스를 통해 해당 규정의 검증변수, 검증 방법, 검증자원, 검증도구를 분석하여 분야별 검증항목을 도출하고 인증제약조건을 선정하는 인증제약조건선정 모듈;
    로 구성되는 것을 특징으로 하는 인증 설계통합 시스템.
  9. 제6항 내지 제8항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 기준형상 최적화부는,
    상기 인증제약조건선정 모듈을 통한 인증제약조건 데이터와 상기 초기 개념 설계모듈을 통해 설계 가능한 디자인 요구 데이터를 이용한 설계 제약조건 데이터와;
    구성 형성 모듈을 통한 QFD(Quality Function Deployment)를 이용한 다중목적함수 데이터와 설계 변수 데이터를 생성하는 최적 설계모듈과;
    상기 최적대안 형상도출 모듈을 통해 기준형상도출/평가데이터로 항공기 기준을 형상화하는 항공기 기준형상 모듈과;
    상기 기준형상 설계부와 상기 인증요건 분석부의 인증 규정 데이터 베이스를 통한 설계의 통합 해석/최적화 모듈;
    로 구성되는 것을 특징으로 하는 인증 설계통합 시스템.
  10. 제6항에 있어서,
    연관 다이어그램(affinity diagram)과 nested column diagram과 설계 가능한 디자인 요구 데이터를 이용한 QFD(Quality Function Deployment)와 Morphological Matrix와 Pugh's concept selection matrix와AHP(analytic hierarchy process)를 통한 초기개념을 디자인하는 예비 개념 설계 부와;
    인증 데이터베이스를 통해 기본 데이터와 스케치 형상을 생성하는 형상 구현부와;
    공력(aerodynamics)모듈, 성능(performance) 모듈, 추진(propulsion) 모듈, 공허 중량(empty weight) 모듈, 파라미터 측정(parameter estimation) 모듈, 날개/꼬리 사이징(wing and tail sizing) 모듈을 통해 미리 사이즈를 설정하는 항공기 사이징 해석부와;
    공력(aerodynamic)분석 모듈, 추진(propulsion) 분석 모듈, 미션(mission) 분석 모듈, 중량 분석(weight analysis) 모듈, 안정성/컨트롤(Stability & Control) 분석 모듈, 및 성능(performance) 분석 모듈로 상기 항공기 사이징 해석 단계의 데이터를 분석하는 개념 설계 및 해석부와;
    상기 예비개념설계 단계에서의 요구 제한조건 데이터와 상기 인증 데이터베이스에서의 감항성 제한 데이터를 통해 최적 형상화하는 최적 형상 설계부와;
    상기 최적 형상화 데이터를 고정밀로 분석하는 고정밀도 해석부;로 구성되는 것을 특징으로 하는 인증 설계통합 시스템.
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