KR20140145350A - 복합재 구조물의 최적설계 방법 - Google Patents

Abstract

본 발명에 따른 복합재 구조물의 최적설계 방법은 파손모드를 통합한 최적화 프레임 윅을 사용하여 복합재 구조물의 안전율을 자동으로 계산하고, 특히 복합재 구조물의 사이징에 가장 큰 영향을 주는 파손모드 즉, 최초 파손 모드(First Ply Failure Mode), 좌굴 파손 모드 Mode(Buckling, Mode) 및 베어링/바이패스 파손 모드(Bearing/Bypass Mode) 등을 확인하여 최적화된 적층수를 찾아, 개발과정에 있어 탐색개발 또는 기본설계단계에서의 설계 및 해석 시간 단축시킬 수 있는 효과가 있다.

Description

복합재 구조물의 최적설계 방법{METHODE FOR OPTIMIZED COMPOSITE STRUCTURAL DESIGN}

본 발명은 복합재 구조물의 최적설계 방법에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는 파손모드를 통합한 최적화 프레임 윅을 사용하여 복합재 구조물의 안전율을 자동으로 계산하고, 특히 복합재 구조물의 사이징에 가장 큰 영향을 주는 파손모드 즉, 최소 파손 모드(First Ply Failure Mode), 좌굴 파손 모드 Mode(Buckling, Mode) 및 베어링/바이패스 파손 모드(Bearing/Bypass Mode) 등을 확인하여 최적화된 적층수를 찾는 복합재 구조물의 최적설계 방법에 관한 것이다.

일반적으로 항공기 구조물은 응력해석을 통하여 전기체 유한요소모델 해석을 통해 생성된 내부하중을 이용하여 각각의 구조물이 사이징 된다.

그러나 금속재료와 달리 복합재료 구조의 경우는 적층각 및 적층 순서 등을 변경하면서 최적화된 적층수를 찾아 간다.

이러한 최적화된 설계 데이터를 찾기 위해 유한요소모델을 활용하기에는 한계가 많기 때문에 현업에서는 대부분 엔지니어의 수 계산에 의해 해석이 수행된다.

복합재 구조는 복잡한 수식을 이용하여 여러 가지의 파손 모드로 검토되는데, 수 계산 과정에서 불편한 반복적인 작업이 따르게 된다. 각각의 파손 모드 별로 사이징 작업을 수행하게 되면, 각 모드의 결과에 따라서 매번 적층수 및 적층각도를 바꾸어야 하는 등 최적화된 적층수를 찾아가는 과정이 힘들고 오류가 발생될 여지가 많다는 문제점이 있다.

보다 구체적으로, 3가지 파손모드에 대한 응력 해석 알고리즘이 도시된 도 1을 참조하여 종래의 기술과, 종래 기술의 문제점에 대하여 살펴본다.

도 1에 도시된 바와 같이, 각각의 파손모드에 대한 구조 응력해석이 병렬로 진행되기 때문에, 어느 하나라도 음의 마진이 발생하게 되면 이전에 해석된 모드에 대한 결과가 비록 양의 마진이 되었다고 하더라도 새로운 적층에 맞게 구조 응력해석은 재 계산이 필요하다.

당 업에서 응력해석보고서 작성 또한 중요한 업무 중 하나이기 때문에 모든 파손모드에 대한 해석결과가 하나의 보고서 안에 존재하도록 작성되어야 한다.

그런데, 상술한 병렬로 진행되는 구조 응력해석은 수많은 반복 작업을 필요로 하고, 그에 따라 작업자의 계산 오류 등의 문제가 발생될 여지가 많게 된다.

국내뿐 아니라 해외 많은 선진 항공기 개발 업체에서는 독자적으로 자동 해석 프로그램을 개발하여 복합재 해석을 하고 있으나, 대부분 각각의 파손모드 해석을 수행하는 프로그램이다 보니 여전히 효율성이 떨어지고 있다.

또한, 복합재 분석 툴의 구성 모듈이 도시된 도 2를 참조하여 종래 응력해석 작업의 문제점에 대하여 설명한다.

종래 중형급 전투기의 탐색개발 초기 단계에서는 복합재 구조물의 해석프로그램으로 In-house 코드인 복합재 해석 툴 "Composite Optimizer"를 만들어 사용하였다.

Composite Optimizer는 엑셀 프로그램 내에서 VBA를 활용하여 만들어진 툴이므로, 당 업에서 복합재 해석을 수행하고 그 결과를 보고서화 하는데 적합하도록 만들어진 프로그램이다.

생성된 해석 모듈로는 도 2와 같이 10여 가지로 구성되어 있으며, 각각의 해석 모듈은 하나의 엑셀 시트로 구분되어 있다. Data를 입력하는 시트나 강성행렬을 계산하는 ABD Matrix 시트의 경우는 모든 해석모듈과 상호 연동되도록 코딩이 되어 있다.

그러나 Composite Optimizer 또한 기존의 타 프로그램과 마찬가지로 구조물의 한 영역을 해석할 때, 각각의 파손모드에 대해 사이징을 수행하고 최소 양의 마진을 찾은 후 다시 반복 작업을 수행해야하는 번거로운 문제점이 있다.

논문:다양한 적층각에 대한 상자형 복합재료 날개의 플러터 특성연구/제목(영문):A Study of Flutter Analysis for the Composite Box Wings with Various Laminates/저자:정용현(Y.H.Chung),권혁준(H.J.Kwon),김동현(D.H.Kim),이인(I.Lee),김천곤(C.G.Kim)/발행년도:2002/발행기관:한국복합재료학회/발행정보:한국복합재료학회지(복합재료), Vol.15, No.1,Startpage 1, Endpage 8, Total page 8

본 발명은 상술한 문제점을 해결하기 위하여, 파손모드를 통합한 최적화 프레임 윅을 사용하여 복합재 구조물의 안전율을 자동으로 계산하고, 특히 복합재 구조물의 사이징에 가장 큰 영향을 주는 파손모드 즉, 최초 파손 모드(First Ply Failure Mode), 좌굴 파손 모드 Mode(Buckling, Mode) 및 베어링/바이패스 파손 모드(Bearing/Bypass Mode) 등을 확인하여 최적화된 적층수를 찾는 복합재 구조물의 최적설계 방법을 제공하는 것이다.

또한, 본 발명은 상술한 종래의 병렬 해석 방법에 복수의 입력 파라미터를 입력하여 결과를 산출함으로써 해석업무를 상당히 줄일 수 있도록 하는 복합재 구조물의 최적설계 방법을 제공하는 것이다.

마지막으로, 본원발명은 최초 파손 모드(First Ply Failure Mode), 좌굴 파손 모드 Mode(Buckling, Mode) 및 베어링/바이패스 파손 모드(Bearing/Bypass Mode)에 대해 동시에 해석할 수 있는 자동화 사이징 모듈을 개발하여 Composite Optimizer에 추가하고, 각 파손 모드가 양의 마진을 가질 때까지 무한 루프를 돌게 함으로서 최소 마진과 그때의 적층수를 찾도록 하는 복합재 구조물의 최적설계 방법을 제공하는 것이다.

상술한 목적을 달성하기 위한, 본 발명에 따른 복합재 구조물의 최적설계 방법은 (a) 입력부를 통해 복합재 구조물의 베이정보가 입력되는 단계, (b)주제어부가 입력부를 통해 입력된 베이정보의 내부하중을 추출하는 단계, (c) 선택 및 설정부가 복수의 패스너 중, 특정 패스너 종류를 선택하여 설정하는 단계; (d) 선택 및 설정부가 복합재이 허용치를 선택하는 단계; (e) 선택 및 설정부가 데이터 베이스부의 레이업 패턴DB에 저장된 [0/±45/90]의 적층 백분율을 이용하여, 좌굴모드의 경계조건을 선택하는 단계; (f) 주제어부가 초기 복합재의 적층수 및 안전률 범위를 설정하는 단계; (g) 여유마진 계산부가 복합재의 적층에 따른 여유마진을 계산하는 단계; 및 (h) 주제어부가 `(g)`단계에서 계산된 여유마진이 (f)단계에서 안전률 범위 내에 해당되는지 판단하고, 안전률 범위 내에 해당되는 경우 최적의 설계로 판단하고 최적설계 결과를 출력하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 한다.

본 발명에 따른 복합재 구조물의 최적설계 방법은 개발과정에 있어 탐색개발 또는 기본설계단계에서의 설계 및 해석 시간 단축시킬 수 있는 효과가 있으며, 특히, 여러 항공기 형상들이 검토되는 시점에서 주 하중 경로의 정의 및 대략적인 구조 강도 등을 검토하고, 그 결과를 바탕으로 빠른 의사결정을 위해서는 신속한 해석 수행이 이루어져야 하는데, 상술한 바와 같은 신속한 해석 수행에 효과가 있다.

보다 구체적으로 본 발명에 따른 복합재 구조물의 최적설계 방법은 항공기 개념 단계에서 변경되는 복합재료로 구성된 여러 형상에 대하여 사이징(sizing)을 할 수 있는 자동화 알고리즘으로, 실제 수작업을 통한 작업 효율보다 월등히 높은 작업 효율을 기대할 수 있는 효과가 있다.

또한, 개념설계 단계에서 수많은 형상 변경이 수반되기 때문에 실제적으로 Fine FE Model로 항공기를 sizing 하는 것은 효과적이지 않지만, 본 발명에 따른 복합재 구조물의 최적설계 방법은 최적설계 알고리즘을 통하여 복합재로 이루어진 항공기 날개의 개념 설계 단계에서의 작업량을 기존 10시간에서 1시간으로 줄일 수 효과가 있다.

도 1은 종래 복합재 구조 응력해석 알고리즘을 도시한 도면,
도 2는 종래 복합재 구조 응력해석을 위한 복합재 분석 툴의 구성 모듈 도면,
도 3은 본 발명에 따른 복합재 최적설계 시스템의 블록도,
도 4는 본 발명에 따른 복합재 구조물의 최적설계 방법의 알고리즘,
도 5는 항공기 스킨의 베이 넘버링을 도시한 도면,
도 6은 베이 내부하중을 모든 하중 조건별로 추출한 후 각각의 파손모드 별로 임계 하중조건을 구한 엑셀 Input Sheet 도면,
도 7은 베이와 패스너 정보를 입력하는 창을 도시한 도면,
도 8은 Lamina Type 및 경계조건 선택 창을 도시한 도면, 및
도 9는 초기 적층 수 및 안전률 범위 입력 창을 도시한 도면이다.

이하, 첨부 도면을 참조하여 본 발명의 실시예를 보다 상세하게 설명하고자 한다. 이에 앞서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정하여 해석되어서는 아니 되며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여, 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다.

따라서, 본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 일 실시예에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.

먼저, 본 발명에 따른 복합재 구조물의 최적설계 방법을 설명하기 전에 복합재 최적설계 시스템에 대하여 살펴본다.

도 3은 본 발명에 따른 복합재 최적설계 시스템의 블록도 이다.

도 3에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 복합재 최적설계 장치는 도 3에 도시된 바와 같이, 입력부(10), 주제어부(20), 선택·설정부(30), 출력부(40), 여유마진 계산부(50) 및 데이터 베이스부(60)를 포함한다.

상기 입력부(10)는 각종 정보 즉, 베이, 내부하중, 패스너, 레이업 패턴 등에 대한 정보를 데이터 베이스화하기 위한 입력수단이다.

상기 주제어부(20)는 상기 입력부(10)를 통해 입력되는 정보를 수신하여, 상기 데이터 베이스부(60)에 저장시킨다.

상기 선택·설정부(30)는 상기 데이터 베이스수(60)에 저장된 정보를 선택하여 설정하는 수단이다.

상기 출력부(40)는 본 발명에 따른 복합재 구조물의 최적설계 방법에 의한 최적 설계 결과를 출력한다.

상기 여유마진 계산부(50)는 구조 건전성을 판단하기 위한 퍼스트 플라이(First Ply Failure)여유마진, 좌굴(Buckling Check)여유마진 또는 베어링/바이패스 (Bearing/Bypass) 여유마진을 계산한다.

더불어, 상기 여유마진 계산부(50)는 본딩강도에 의한 파손, 조인트 강도에 의한 파손, 메트릭스 횡-인장파손, 대변형률 파손, 최대 응력파손 또는 층간분리에 의한 파손을 추가적으로 더 계산할 수 있다.

상기 데이터 베이스(60)는 위에서 언급한 바와 같이, 상기 입력부(10)를 통해 입력되는 각종 정보를 저장 관리한다.

상술한 바와 같은 구성을 갖는 복합재 최적설계 시스템을 통한 본 발명에 따른 복합재 구조물의 최적설계 방법에 대하여, 도 4를 가지고 설명한다.

참고로, 도 4는 본 발명에 따른 복합재 구조물의 최적설계 방법의 알고리즘이다.

도 4에 도시된 바와 같이 상기 입력부(10)를 통해 항공기의 주익의 외피와 같은 복합재 구조물의 베이정보를 입력하는 단계를 수행한다(S10).

항공기 주익의 외피와 같은 복합재 구조물은 스파나 립 등에 의해 Bay 구분이 이루어지며, 다시 스파나 립은 웹에 존재하는 Stiffener 등에 의해 Bay가 구분된다. 구조물의 Bay는 스파나 립과 같이 작은 파트의 경우 수개에서 주익과 같은 큰 파트는 도 5와 같이 수십 개로 나누어 진다. 이처럼 많은 Bay를 필요한 데이터만 입력한 후 한번에 실행하게 되면 해석자가 처리해야 하는 업무를 상당히 줄일 수 있다.

한편, 상기 S10단계에서 입력된 베이정보는 데이터 베이스부(60)의 베이DB(61)에 저장되어 관리된다.

참고로, 도 5는 항공기 스킨의 베이 넘버링을 도시한 도면이다.

상기 입력부(10)는 상기 베이 내 임계요소의 하중, 상기 베이의 평균 내부하중, 패스너가 장착된 베이에 작용하는 하중을 입력하는 단계를 수행한다(S20).

본 발명에서는 사용한 하중 조건은 항공기의 기동조건으로 30여 가지가 사용되었으며 해석하고 싶은 대상의 Bay 내부하중을 모든 하중 조건별로 추출한 후 각각의 파손모드 별로 임계 하중조건을 구하여 엑셀 Input Sheet에 도 6과 같이 입력하였다.

원하는 Bay의 하중을 입력한 후 VBA를 실행하게 되면 공란으로 되어있는 각각의 파손모드 결과가 최적화된 적층 수에 맞게 계산된다.

상기 선택 및 설정부(30)는 상기 데이터 베이스부의 패스너DB(63)에 저장된 복수의 패스너 정보 중, 특정 패스너 종류를 선택하여 설정하는 단계를 수행한다(S30).

복합재 해석 툴(Composite Optimizer)를 이용한 자동화 기법은 크게 3단계로 나누게 되는데, 첫 번째 단계는 그림 7과 같이 해석하고 싶은 Bay 수를 해석자가 직접 입력할 수 있도록 구성하였다. 최소 1개의 Bay에서 최대 50개의 Bay를 한번에 해석할 수 있으며 패스너 정보를 입력하는 상기 `S30` 단계도 여기에서 수행된다.

상기 선택 및 설정부(30)는 상기 복합재료 허용치를 선택하는 단계를 선택하는 단계를 수행한다(S40).

도 8과 같이 Lamina 및 Laminate의 정보를 입력하는 창으로 구성되어 있다. 복합재 구조물은 허용치 획득을 위해 환경 조건 및 온도 등을 고려한 수많은 쿠폰 시험을 수행하게 된다. 시험 조건에 따라 상이한 허용치를 사용할 경우, 각각의 파손모드 별로 조건에 맞는Lamina 타입을 선택할 수 있다.

또한, 상기 선택 및 설정부(30)는 상기 데이터 베이스부의 레이업 패턴DB(64)에 저장된 [90%/5%/5%], [80%/10%/10%], [70%/20%/10%], [70%/10%/20%], [60%/30%/10%], [60%/20%/20%], [60%/10%/30%], [50%/40%/10%], [50%/30%/20%], [50%/20%/30%], [50%/30%/20%], [50%/40%/10%], [40%/40%/20%], [40%/30%/30%], [40%/20%/40%], [40%/10%/50%], [30%/40%/30%], [30%/30%/40%], [30%/20%/50%], [30%/10%/60%], [20%/70%/10%], [20%/60%/20%], [20%/50%/30%], [20%/40%/40%], [20%/30%/50%], [20%/20%/60%], [20%/10%/70%], [10%/80%/10%]의 적층 % 를 이용하여, 좌굴모드의 경계조건을 선택하는 단계를 수행한다(S50)

이후, 상기 주제어부(20)는 도 9에 도시된 바와 같이 초기 적층수 및 안전률의 범위를 설정하는 단계를 수행한다(S60).

이때, 사용자의 별도 지정이 없을 때, 상기 주제어부(20)는 초기 적층수를 1ply (Symmetric)로 시작되며 안전률의 범위를 0.00 < M.S < 0.5로 설정한다.

안전률을 설정할 때 상한과 하한의 차이가 작게 되면, 최적화 적층수를 찾지 못하는 경우가 발생되어 무한 루프 실행이 될 수 있으므로 주의해야 한다.

이에 본 발명에서는 무한루프를 방지하기 위하여, 계산하는 시간을 유한시간으로 사용자가 수동으로 정해주거나 자동으로 설정하여, 해당 유한 시간이 경과한 때에 자동으로 알고리즘이 종료되도록 한다.

또는, 상기 주 제어부(20)는 무한 루프로 알고리즘이 반복수행되면 특정 시퀀스와 두께로 반복계산이 되는데 반복계산이 사용자가 정해준 횟수 이상일 때 계산이 종료되도록 한다.

한편, 상기 여유마진 계산부(50)는 여유마진을 계산하는 단계를 수행한다(S70).

즉, 상기 여유마진 계산부(50)는 베이 내 임계요소의 하중을 이용하여 퍼스트 플라이(First Ply Failure)여유마진을 계산하고, 베이의 평균 내부하중을 이용하여 좌굴(Buckling Check)여유마진 계산하며, 패스너가 장착된 부위의 요소에 작용하는 하중을 패스너 하중과 바이패스 하중으로 나누어 베어링/바이패스 (Bearing/Bypass) 여유마진을 계산한다(S70).

한편, 상기 주제어부(20)는 상기 `S70`단계에서 계산된 마진이, 상기 `S60`단계에서, 설정한 안전률 범위 내의 마진에 해당되는지 판단하고(S80), 안전률 범위 내의 마진에 해당되는 경우, 최적의 설계로 판단하고 결과를 출력하는 단계(S90)를 수행한다.

반면, 상기 `S70`단계에서 계산된 마진이, 안전률 범위 내의 마진에 해당되지 않는 경우, 복합재의 적층수를 추가하여 상기 `S60`단계 이후 과정을 반복 수행한다.

이상과 같이, 본 발명은 비록 한정된 실시예와 도면에 의해 설명되었으나, 본 발명은 이것에 의해 한정되지 않으며 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 본 발명의 기술 사상과 하기에 기재될 청구범위의 균등 범위 내에서 다양한 수정 및 변형이 가능함은 물론이다.

10 :입력부
20 : 주제어부
30 : 선택·설정부
40 : 출력부
50 : 여유마진 계산부
60 : 데이터 베이스부
61 : 베이DB
62 : 내부하중DB
63 : 패스너DB
64 ; 레이업 패턴DB

Claims (6)

1. (a) 입력부(10)를 통해 복합재 구조물의 베이정보가 입력되는 단계;
   (b) 주제어부(20)가 입력부(10)를 통해 입력된 베이정보의 내부하중을 추출하는 단계;
   (d) 선택 및 설정부(30)가 상기 복합재이 허용치를 선택하는 단계;
   (e) 상기 선택 및 설정부(30)가 데이터 베이스부(60)의 레이업 패턴DB(64)에 저장된 [0/±45/90]의 적층 백분율을 이용하여, 좌굴모드의 경계조건을 선택하는 단계;
   (f) 상기 주제어부(20)가 초기 복합재의 적층수 및 안전률 범위를 설정하는 단계;
   (g) 여유마진 계산부(50)가 상기 복합재의 적층에 따른 여유마진을 계산하는 단계; 및
   (h) 상기 주제어부(20)가 상기 `(g)`단계에서 계산된 여유마진이 상기 (f)단계에서 안전률 범위 내에 해당되는지 판단하고, 상기 안전률 범위 내에 해당되는 경우 최적의 설계로 판단하고 최적설계 결과를 출력하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 복합재 구조물의 최적설계 방법.
   
2. 제 1항에 있어서,
   상기 주제어부(20)가 상기 `(g)`단계에서 계산된 여유마진이 상기 안전률 범위 내의 마진에 벗어나는 경우, 복합재의 적층수를 추가하여 상기 `(f)`단계 이후의 과정을 반복 수행하는 것을 특징으로 하는 복합재 구조물의 최적설계 방법.
   
3. 제 2항에 있어서,
   상기 (b)단계 이후,
   (c) 상기 선택 및 설정부(30)가 복수의 패스너 중, 특정 패스너 종류를 선택하여 설정하는 단계;를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 복합재 구조물의 최적설계 방법.
   
4. 제 3항에 있어서,
   상기 (g)단계에서,
   상기 여유마진 계산부(50)는 베이 내 임계요소의 하중을 이용하여 퍼스트 플라이(First Ply Failure)여유마진, 베이의 평균 내부하중을 이용하여 좌굴(Buckling Check)여유마진, 또는 패스너가 장착된 부위의 요소에 작용하는 하중을 패스너 하중과 바이패스 하중으로 나누어 베어링/바이패스 (Bearing/Bypass) 여유마진을 계산하되,
   본딩강도에 의한 파손, 또는 조인트 강도에 의한 파손, 또는 메트릭스 횡-인장파손, 또는 최대변형률 파손, 또는 최대 최대응력파손, 또는 층간분리에 의한 파손을 더 계산하는 것을 특징으로 하는 복합재 구조물의 최적설계 방법.
   
5. 제 1에 있어서,
   상기 주제어부(20)가
   계산하는 시간을 유한시간으로 사용자가 수동으로 설정하거나, 자동으로 설정하여, 해당 유한 시간이 경과한 때에 자동으로 알고리즘이 종료되도록 하여, 무한 루프 실행을 방지하는 것을 특징으로 하는 복합재 구조물의 최적설계 방법.
   
6. 제 1에 있어서,
   상기 주제어부(20)가
   무한 루프로 알고리즘이 반복수행되면 특정 시퀀스와 두께로 반복계산이 되어, 상기 반복계산이 설정된 횟수 이상일 때 계산이 종료되도록 하는 것을 특징으로 하는 복합재 구조물의 최적설계 방법.
   
   
   
   
   

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