분야
docx2. 설계 요구 조건 및 설계 규격
3. 기본하중계산
4. 항공기에 작용하는 하중
5. 날개 단면 설계
6. 날개리브와 동체 프레임의 응력해석
7. 날개의 와판과 스파의 강도를 검토
8. . 피로 측정
9. 피로 설계 심화 및 발전
10. 참고문헌
날개 용도 및 구조
날개는 양력이라는 하중을 견디면서 항공기를 공중에서 지탱하는 구조물이다.
날개의 형태는 복엽, 반회팔보식 고익단엽, 반외팔보식 저익단엽, 외팔보식 고익당엽, 외팔보식 저익단엽으로 사용되고 있다. 본 설계에서는 경항공기 날개 형태를 외팔보식 고익단엽으로 설계하였다. 전방에 배치될 프로펠러 후류의 영향을 최소화하고 렌딩기어 하중으로 인한 날개에 작용하는 구조 하중을 최소화하기 위해서 외팔보 형태의 날개를 선정하였다. 비하중의 크기에 따라 구조양식이 결정되는데 본 설계에 사용될 설계 요구 조건은 A/C 이륙 중량 2469kg, 훈련용 용도로 인해 하중배수 n=6, 사각 평면형의 날개 span b=11m, chord c=2m인 조건으로부터 비하중을 계산한다.
비하중=(하중배수×비행 중량)을 날개면적으로 나눔=익면하중×하중배수
=(112.2)×(6)=673.2
위의 계산을 통해 비하중이 673.2로 전투기와 여객기의 비행 하중보다 작음을 알
수가 있었다. 실제로 여객기의 경우 익면하중 700kg/m2르호 2.5g의 기준으로 설계 되는 반면에 본 설계에서는 비하중이 작기 때문에 가벼우면서 강도가 큰 Al합금을 사용한다.
날개의 주요 부분 및 요소는 응력외피구조의 항공기의 날개를 가지며 날개의 외피와 길이 방향으로 배치되어 있는 두꺼운 부재인 스파와 날개 뒤전의 조종면으로 구성된다.
2, 설계 요구 조건 및 설계 규격
FAR PART 23급 소형 경항공기
비행속도 650km/h(D점), 262km(A점)
훈련용(감항류별 ‘A’ Category ; n=6g)
탑승인원: 2명
날개 형상: 사각 평면형으로 NACA 64 A 215을 가진 span b=11m, chord c=2m
Fig 1. 날개 에어포일 형상
항공기의 날개가 2개의 spar와 0.25m 간격으로 리브를 갖는 skin-spar-rib의 semi-monocoque 구조 형태를 취하였다.
날개형상 및 V-n 선도
Fig 2. 날개 형상Fig 3. V-n 선도
날개의 자중 분포도; 날개 끝에서 뿌리 까지(5m) 84~336N/m 선형적으로 증가 가정 ⇒ 작용선은 chord의 35%
연료에 대한 무게는 배제시킴
전연으로 부터 각 각 0.2C, 0.6C에 전방스파와 후방스파가 2개 위치한다.
리브는 1m에 4개 즉 250mm 간격으로 삽입되어 있다.
3. 기본 하중 계산
W/S = 1.1KN/m^2, b=11m, c ̅=2m의 사각형평면의 날개를 가지고 A, D, E점의 비행할 때, C_N 과 C_T를 구하면 다음과 같다.
윤정원,2011
강종수, 2004
http://www.flightsimaviation.com/data/FARS/part_23.html
http://www.flightsimaviation.com/data/FARS/part_23.html
재료역학,James M gere
