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학원 강사 및 과외 이력서 평가A좋아요

이 력 서성 명주민등록번호연 락 처(집)(h/p)생년월일 서기 년 월 일생 (만 세)현주소병역 관계학교년 월 일에서년 월 일까지학 력 사 항발령청고교대학자격증강의가능과목경 력 사 항특 기 사 항상기 내용은 사실과 상위 없음200 년 월 일위 제출인

표준 이력서| 2007.03.11| 1페이지| 500원| 조회(13,148)

이력서, 학원, 강사, 이력서 양식 과외

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[공학기술]구조실험 - 스트레인 게이지를 이용한 토크 측정 결과보고서

항공공학 실험(구조) 결과 보고서◎ 실험 개요토크를 측정하는 방법 중 스트레인 게이지를 이용하는 방법에 대해 알아보고, 원형 단면을 가지는 시편의 토크를 측정하는 실험을 통해 원리와 방법을 명확히 이해한다.◎ 실험 과정 먼저 실험을 진행하기 위해 첫 번째로 시험용 circular tube의 표면을 매끄럽게 한 후 스트레인 게이지를 아래와 같은 형태로 부착한다. 부착 시 스트레인 게이지의 45˚선을 기준으로 하여 시편위에 힘이 가해지는 부분으로부터 30cm 정도 떨어진 선을 긋고 30cm선의 중심점에서 0.5cm 만큼씩 떨어진 점에 4개의 스트레인 게이지를 정확히 부착하였다.360°270°180°90°그림 . 스트레인 게이지 부착 방법(평면도)스트레인 게이지 부착 후 스트레인 게이지 터미널을 시편에 접착시키고 이에 스트레인 게이지를 납땜하였고 멀티메터를 이용하여 정상 작동 여부를 확인하였다. 확인 결과 정상치인 120Ω의 값이 출력됨을 확인하였고 스트레인 게이지의 전선이 시편에 닿지 않도록 주의하였다.시편에 스트레인 게이지를 부착 후 고정 틀에 시편을 고정한 후 스트레인 인디케이터에 각 스트레인 게이지에서의 출력 전선을 정확히 연결하도록 하였다. 지시계에 부착한 후 시계 방향으로 정상작동하는 것을 확인 후 실험을 시작하였다.하중은 4kg부터 4kg단위로 20kg 가한 후 다시 4kg까지 감소시켜 가하였다. 이때의 시편 중심축까지의 거리는 22cm이다.◎ 실험 고찰 및 분석측정값weight(g)Strain()(단위: x 10-6)Δε4,000725758,0008058012,0008858016,0009607520,00010408016,0009657512,000885808,000805804,00073075표 1. 하중에 대한 Shear Strain실험을 통해 시편에 가해준 하중에 의한 토크와 이에 대한 Strain 측정값은 위의 표 1과 같다. 이 표에서 보듯이 Shear Strain ε 값의 변화량이 80정도로서 선형적으로 변하는 것을 쉽게 확인해 볼 수 있다. 따 Shear Strain 을 실제 Shear Strain 으로 보정한다.2. 가해준 토크를 계산하여 시편에 대한 특성을 고려하여 Shear Stress를 구한다.3. 위에서 구한 Shear Strain와 Shear Stress를 토대로 전단에 대한 후크 법칙으로시편에 대한 Shear Modulus G값을 계산한다.4. 시편의 극관성모멘트 계산시 시편을 중공축으로 가정할 경우와 원형 튜브로 가정할경우의 G값을 계산하여 비교한다.5. 임의의 하중을 가했을 경우 위 과정에서 구한 G 값을 이용해 하중의 크기를 계산해보고 이를 위의 실험결과들과 비교해본다.1. 측정값 보정스트레인 게이지에 연결된 지시계에서 측정된 값은 실제 값이 아니므로 이를 사용하기 위해서는 실제 값으로 보정하여야 한다. 먼저 지시계에서 원점으로 조정한 값은 650 이었으며 측정된 값에서 원점값을 빼주고 이에 대한 보정을 하였다. 이때 사용된 보정식은 다음과 같다., k=2.0(strain gauge factor), N=4(strain gauge 개수)2. 시편 특성에 따른 Shear Stress 계산시편의 형상은 외경 4cm, 내경 3cm이며 가해준 하중의 위치는 시편 중심축으로부터 22cm 떨어진 지점이다. 이와 같이 주어진 형상과 조건과 함께 선형 탄성 비틀림봉에 대한 관계식은 다음과 같다.시편에 걸리는 토크와 이에 대한 Shear Stress 식은(1)과 같다. 또 원형봉 비틀림에서 Shear Strain과 Shear Stress 는 선형탄성 거동의 경우 다음과 같은 후크의 법칙으로 관계질 수 있다.(G=전단탄성계수) (2)이에 원형봉의 Shear Strain 과 Angular Displacement의 관계는 다음과 같다.(3)(2)식과(3)을 조합하여 이를 (1)에 대입하면(4)(5)으로 주어진다. 이에 시편의 특성을 고려할 극관성 모멘트 ()는 다음과 같다.(6)이며, 원형 중공축의 경우는 아래와 같이 주어진다.(7)결과적으로 토크에 대한 Shear Stess()는 다음과 같다.(8)위 hear Stress() [단위:pa]4,0001.0049e+0068,0002.0099e+00612,0003.0148e+00616,0004.0198e+00620,0005.0247e+00616,0004.0198e+00612,0003.0148e+0068,0002.0099e+0064,0001.0049e+006표 2. 하중에 대한 Shear Stress3. Shear Modulus G 계산스트레인 게이지에서 주어진 값은 normal Strain 이므로 이를 Shear Strain으로 변환하는데 스트레인 게이지가 45°로 설치되었으므로 최대 인장, 압축상태에서의 관계식은 다음고 k같다.(9)따라서 위 식을 이용하여 Shear strain을 구하고 이를 식(2)의 후크 공식을 이용하여 시편의 각 하중에 대한 G값을 계산하며 그 결과는 아래 표3, 그림2, 그림3와 같다. 이때 그림3에서 알 수 있듯이 하중이 감소할 때 같은 기울기를 가지며 같은 지점으로 다시 복원되므로 미소 변형에 대해 선형적으로 변함을 알 수 있고 따라서 이 시편은 선형 탄성 물체로 볼 수 있음을 알 수 있다.측정값weight(g)Shear Modulus G4,0002.8139e+0108,0002.7231e+01012,0002.6941e+01016,0002.7231e+01020,0002.7056e+01016,0002.6799e+01012,0002.6941e+0108,0002.7231e+0104,0002.638e+010표 3. 하중에 대한 Shear Modulus그림 하중에 대한 Shear Modulus 그래프그림 Shear Stress와 Shear Strain 관계 그래프4. 중공축과 원형튜브 가정에 따른 G 값 변화 및 비교위의 2 과정에서 시편의 극관성 모멘트는 중공축으로 계산하였다. 이 시편을 원형튜브로 가정하고 두께가 반경에 비해 얇은 경우는 다음과 같이 근사할 수 있다.(10)중공축의 극관성 모멘트와 원형튜브의 극관성 모멘트 값은 다음과 같다.봉의 형태극관성 모멘트 *G (with 20kg)[께가 반경에 비해 얇은 경우로 표 5의 극관성 모멘트와 G값을 비교할 때 약간의 차이가 있는 것으로 나타났다. 이때 원형튜브의 근사식은 일반적으로 두께가 외경의 1/20~1/10 일 때 사용이 가능하므로 G값에서 차이가 나는 것으로 보인다. 따라서 재료의 고유 특성인 G값을 근사식을 통해 정확한 값에 가까운 수치를 얻어내려면 현재의 시편의 내경을 증가시켜 외경의 1/10정도의 두께를 가지게 하면 정확한 값을 가질 것으로 보인다. 이를 비교한 그래프는 아래 그림4 이며. 이때 G1은 중공축 G2는 원형튜브의 전단계수이다.그림 정방향과 역방향에 대한 G1,과 G2의 비교5. 임의 하중에 대한 하중의 크기실험 후 시편에 임의의 하중을 통한 토크를 가해 그 힘의 크기를 구해보고자 시편을 손으로 비틀었다. 이 때 지시계에서 측정된 값은 950이었으며 이에 대한 힘의 크기는 1~4 과정에서 구한 G값을 이용하여 계산하였다. 측정치 950의 값은 실험 값 중 16kg 의 하중에서의 값과 비슷하고 따라서 G 값은 16kg 일때 계산된 값으로 힘의 크기를 결정하도록 하였다. 계산 결과 임의의 하중의 크기는 15.48kg으로 16kg 가까운 값으로 확인되었다.1~5 계산과정에 따른 최종 결과 값은 다음과 같다.weight(kg)*************4Torque8.632817.26625.89834.53143.16434.53125.89817.2668.6328e_0 *10^6*************040965885805730e*10^51.78573.69055.59527.38109.28577.50005.59523.69051.9048tau*10^-61.00492.00993.01484.01985.02474.01983.01482.00991.0049gamma*10^53.57147.381011.19014.76218.57115.00011.1907.38103.8095I_p*10^88.64318.64318.64318.64318.64318.64318.64318.64318.6431G[GPa]28.1산과정 전에 알루미늄 alloy의 예상 전단계수는 26~30GPa로 주어짐을 토대로 계산 후의 값이 타당한지는 판단하였다. 전단계수는 그 부재의 형상에 관계없이 재료의 특성에 관계된 일정한 값으로서 위의 표 6과 그림2, 그림4에서 볼 수 있듯이 하중에 대한 전단계수가 약간의 오차를 가지며 거의 일정하게 나오는 것을 직접 확인해 볼 수 있었다. 이와 함께 시편 물체를 미소변형에 대해 항복 응력 이하의 대한 변형에 대해 기울기가 G값으로 일정하고, 시작점으로 다시 복원하므로 선형탄성물체임을 알 수 있다.과정 중에서 구한 G값이 각 하중에 대해 약간씩 차이가 있는 것은 추를 양쪽의 동시에 가진 할 때 시간차에 의해 굽힘이 발생하게 되어 순수전단력이 가해지게 되지 않아 약간의 오차를 보이게 된 것으로 보이고 지시계의 눈금 측정시 시각오차가 포함되어 있다고 할 수 있다. 또 실험진행시 추를 가진하고 측정한 후 다시 원점을 확인하여 잔류응력을 최소화 하고자 했으나 표6에서의 20kg이후 16kg에서부터 G값의 오차가 커진 것을 볼 때 이의 영향으로 오차가 생긴 것으로 판단된다. 이런 오차 고려할 때 전단계수 값이 거의 일정하다고 판단할 수 있다.또한 원형봉에서 최대 압축, 인장이 축방향에 대해 ±45°에서 발생하는 원리를 이용하여 스트레인게이지를 ±45°로 부착한 후 Normal Strain을 구하고 이를 이용하여 쉽게 Shear Strain을 구할 수 있음을 알 수 있었다. 이렇게 하여 G값을 구했을 경우 과정5에서와 같이 임의 토크의 크기를 구할 수 있었으며 이는 실제 부재의 항복응력 또는 항복 토크, 소성토크 등을 실험적으로 구해낼 수 있음을 알 수 있다.[Matlab Code]clearclose all%1. 측정값 보정STR_c = 650;STR_0 = [725 805 885 960 1040 1040 965 885 805 730];STR_M= (STR_0(1,:)-STR_c)*10^-6;k= 2.1; % Strain Gauge Factora= 4 ; % NuM 질량

공학/기술| 2007.05.02| 9페이지| 1,000원| 조회(627)

토크, 스트레인 게이지, 전단력, 원형봉

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전산구조해석 기초 툴 개발

1. 과제 개요 유한 요소법은 공학적, 수학적인 문제를 해결하는 수치적인 방법으로서 하나의 유한 요소 모델로 응력, 진동, 유동 해석 등 각종 해석이 가능하다. 또 임의 형상의 구조물과 임의 환경에 대해 해석이 가능하므로 이를 이용한 구조해석이 널리 쓰이고 있다. 본 전산구조해석 강의 과정을 통해 유한 요소법을 이용한 이해를 넓히고 직접 유한 요소 해석 프로그램을 개발하며, 유한 요소법 이론에 기초하여 해석 결과를 분석하고 학습하여 결과를 고찰하도록 한다. 2. 프로그램 개요 본 프로그램은 에너지가 존재하는 탄성체 구조물에 대한 해석을 기본으로 하는 프로그램으로서 기본 방정식 2. 를 만족하는 해인 변위와 응력을 구하는 것이다. 본 프로그램은 해석 구조물에 대한 정보를 담을 입력 파일을 입력받아 노드와 요소에 대한 정보를 정의한다. 이렇게 정의된 노드와 요소를 사용하여 구현된 FEM 에 따라 Local Stiffness Matrix를 구성하고 이를 조립하여 Global Stiffness Matrix를 생성한다. 이를 이용하여 Matrix 연산 기능을 이용해 위의 기본방정식에 대한 해를 구한다. 이에 대한 해석결과는 후에 정해와 비교하여 해석하도록 한다. ****** FEM C코드 및 입출력 파일 첨부*****

공학/기술| 2007.04.10| 25페이지| 1,000원| 조회(957)

구조해석, 유한요소, FEM, 전산 구조, 전산해석

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보잉 777로 본 항공기 개발과정과 특징

보잉 777로 본 항공기 개발 과정과 특징항공기 연구회유 동 일(00학번)현재 개발되어 운항중인 항공기 중에서 가장 많은 승객을 수송할 수 있는 가장 큰 상용제트기가 바로 B747시리즈이며 그 중에서도 B747-400은 최대 수용 능력을 가지고 있다. ‘가장 많은 승객을 가장 멀리 수송하기 위해’ 개발된 이 기종은 다른 항공기에 비해 두 배 가까운 수송 능력을 가지고 있고 개발 이후 새로운 B747 시리즈를 통해 30년이 넘게 최고의 민항기로 자리 잡고 있다.70년대 후반부터 MD의 MD 시리즈와 에어버스의 A300 시리즈에 대응하기 위해 B757과 B767이 개발되었고 이후에 대형기종인 B747-400(421명) 과 B767 (180~269명)시리즈 사이에 공백이 있음을 발견, 1990년 10월 300석 급의 B777의 개발에 돌입하였다.0. 새로운 방식을 통한 신개념 통합설계전통적으로 신형 항공기들은 2차원에서 설계되어 종이 위에 그린 도면들이 제조과정의 기초로 사용되어진 것이다. 그러나 10만여 개의 각기 다른 3차원 부품들로 구성된 항공기 전체를 그런 방식으로 설계해놓고 나서 2차원 도면이 3차원 항공기의 모든 복잡한 특성들을 고려하였다고 믿는 설계 양식은 조립단계에서 끝없이 문제들이 여지없이 발견되게 하였다. 특히 어떤 두 부품이 공간상에서 중복될 때 “충돌”한다고 한다. 이런 작업들을 2차원에서 고려하고 설계하기란 어려울 수밖에 없는 것이다. 또한 불필요한 금속의 여분의 무게를 줄이는 것 또한 각각의 부품과의 연관을 배제하고는 계산, 제작하기 힘든 것이 사실이다. 이리하여 이 모든 상황들을 해결할 수 있는 CATIA 즉, 컴퓨터 그래픽 지원 3차원 대화식 어플리케이션(Computer-graphics Aided Three-dimentional Interative Application)이고 다른 하나는 EPIC 즉 컴퓨터 상의 전자적 사전 조립(Electronic Preassembly in the Computer) 이다. 이를 통해 잉여분의 금속을 제거 할 때 각각의 연관된 부품에 가해지는 압력과 금속의 하중 압력을 버틸 수 있는 가를 사전에 판단 할 수도 있으며 서로 공간상의 충돌을 사전에 줄임으로써 설계의 효율성과 정확성을 높이고 시간을 단축시킬 수 있었다. 보잉 777항공기는 다른 항공기 제작에서는 시도된 적이 없는 최첨단 컴퓨터 디자인 방식을 채택했다. 일명 "paperless design"이라고 하여 항공기 디자인의 시작부터 끝까지 모두 컴퓨터로 설계했다. 게다가 보잉은 777을 개발하기 위해 설계-제작팀(design-build team, DBT) 라는 새로운 형태의 각기 서로의 feedback을 통해 항공기를 설계했다. (ex 승객용 문 과거-3가지 형태, dbt - 98%의 공통부분을 가진 문을 제작 설계비용 6,400만 달러) 또한 777 항공기 제작 초기 단계에서부터 소비자(항공사)의 요구를 반영시킨다는 보잉사의 세심한 배려가 담긴 "WORKING TOGETHER" 프로그램이 있는데 보잉사는 777 항공기 발주 30개월 이전에 이미 세계 각국의 8개 항공사로 팀을 구성하여 이들의 다양한 요구 사항을 제작 초기단계부터 반영하였다. 대한항공과 아시아나도 777-200 B MARKET 항공기와 777 STRETCH 항공기 제작을 위한 WORKING TOGETHER GROUP에 소속되어 있다.1. 특정 항공기의 경제성에 고려되는 핵심적인 설계 요소 - 무게와 항력민항기에 있어서 설계 단계의 얼마나 많은 주의가 기울여지는지를 보여주는 한 가지 작은 사례로 승객용 출입문에 설치할 손잡이에 관한 문제가 있었다. 처음의 설계도는 외부에서 지상 조업자가 문을 열 수 있게 손잡이 부분을 움푹하게 만들 경우 비행 중 공기가 그 홈 안으로 돌아 들어갔다가 다시 나오면서 미세한 항력의 원천이 되고 기류에 굴곡이 생기게 된다. 이는 다시 문의 수만큼 늘어나 8 배가 되고 더 많은 연료를 소모하게 된다.B777은 비행 테스트에서 항력이 예상보다 많이 낮았으며 원래 목표인 마하 0.83 에서 항공기가 더 매끄럽게 나아갔기 때문에 더 빠른 마하 0.84 까지 높일 수 있었고 이 0.01 마하의 차이는 항공사의 노선계획과 같은 항로 시스템을 가진 다른 항공기보다 경쟁력을 가지고 실질적인 이익이 되는 부분이 되었다.2. 가장 큰 쌍발 엔진 항공기인 B777의 엔진과 방향타일반적으로 생각하는 엔진에 관한 부분에서 엔진의 수는 B777 은 가장 큰 쌍발 엔진 항공기였기에 B777은 가장 큰 엔진이 필요할 것이다. 또 엔진이 4개라면 만일 엔진이 하나 고장을 일으킨다고 해도 가용 동력이 절반으로 줄어드는 것이 아니라 여전히 4분의 3은 유효한 셈이기 때문에 2개의 엔진 보다는 B747 처럼 4개의 엔진을 장착하는 것이 더 안전하다는 게 일반적이다. 그러나 B777는 쌍발 항공기로 설계되었다. 또한 이 항공기는 종종 가까운 공항 하나 없는 넓은 바다를 횡단하게 되는 장거리 비행용으로 설계되었다. 이는 FAA같은 항공규제 기관으로부터 ETOPS(Extended Twin-engine Operations) 즉 확장형 쌍발 엔진 작동에 관한 인증을 받아야 한다. 다시 말해서 엔진하나가 공해 상에서 고장이 났을 경우 항공기가 하나의 엔진만으로도 장시간 비행할 수 있다는 확신을 얻어내야 한다는 것이다. 이에 대해 연방 항공국(FAA)는 121.161(a)항에 이렇게 명시하고 있다.....쌍발 혹은 세발 엔진 항공기로는 비행시간이 안전한 공항에서 1시간을 초과하는 거리에 잇는 지점이 포함된 항로를 운행할 수 없다....이 규정은 60분 ETOPS 원칙이라고 알려져 있다. 따라서 이에 따른 777은 아프리카와 아시아 호주 내에서도 비행 할 수 없었다. 따라서 120분 ETOPS을 달성해야 셰계 많은 부분들을 비행할 수 있었지만 Rolls-Royce, 프랫&휘트니, GE 사에 B777 엔진에 대한 ETOPS 기준을 넘는 능력을 요구 개발함으로써 신뢰도를 높여 180분 ETOPS 허가를 받아냈다. 이는 타 항공기들이 운행을 시작한 뒤 2년이 지난 후에야 항공기게 180분 ETOPS를 허가해준 것과는 대조가 된다. 이는 실질적으로 타 항공기에 비해 항공사에 큰 경제적 효과가 있었다.또 777의 조종시스템에 있어서 엔진 고장 시에 항공기가 보다 잘 대처 할 수 있게 하는 장치들이 추가되었는데 “추력 증강”이라는 부르는 특성이 바로 그것이다. 이것은 두 개의 엔진에서 나오는 추력을 감지하고 만일 둘 사이에 어떤 차이가 있을 경우 그와 같은 추력 차이에 의해 기체가 한쪽으로 치우치게 되는 것을 상쇄하는 방향으로 방향타가 움직이게 만드는 것이다. 이륙 도중에는 엔진하나가 고장을 일으킬 경우에는 활주로를 이탈하지 않기 위해서는 신속한 대응이 필요한데 B777에 적용된 이 시스템은 조종사로 하여금 잘못된 것을 파악하고 조치를 취하는데 좀 더 많은 시간이 주어지는 것으로 그들로 하여금 엄청난 호응을 얻었다.3. B777 의 WING DESIGNB777항공기는 음속이하의 상용비행에서 공기역학적으로 가장 효율적인 airfoil을 사용하였다. 날개 면적이 넓어지고 더 두꺼워지면서도 고속 운항을 가능하게 만들어 준 새로운 날개로 인해 항공기의 고속 상승능력이 강화되고 고고도 운항이 가능하게 되었다. 양항비를 극대화하여 , 항력을 최소화하면서도 얻을 수 있는 양력은 유지시키는 새로운 표준형 에어포일을 개발, 채택한 것이다. 보잉은 B777 디자인에 참여한 항공사들의 적극적인 권유로 60.9m 크기의 최적의 날개를 채택하였으나 지상 운용시 몇몇 항공사들이 777의 주날개가 DC-10,L-1011, B767보다 더 많은 공간을 차지하는 것을 원치 않았다. 그 해결책으로 보잉이 내 놓은 것이 이미 해군항공기에서는 오래 전부터 채택된 끝이 접히는 날개이다. 즉 양쪽 날개 끝 22 feet(6.8m)를 위로 접히게 하여 날개면적을 155feet(47.3m)로 줄이게 된다.

공학/기술| 2007.04.10| 3페이지| 1,000원| 조회(1,237)

항공기, 항공, 비행기, 보잉777, boeing, 777

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통계적 기법을 이용한 260 lb급 UAV 헬리콥터 개념설계

2006 헬리콥터 공학 Preliminary Design - Helicopter SizingPreliminary Designof UAV Helicopter[260 lb Class]헬리콥터 공학박춘배 교수님항공우주공학과유동일(12000330)이형곤(12030358)Contents1. 과제 개요2. 과제 진행3. 설계 요구 조건 분석4. 유사 기종 탐색 및 분석5. 통계적 방법을 이용한 로터 추정5.1 메인로터 형상 추정5.2 테일로터 형상 추정6. 필요 동력 및 회전면 하중 계산7. 동체 형상, 중량 추정 및 유용하중 계산8. 성능 해석 (고도별 필요동력 변화, 상승률)9. 과제 고찰0. 과제 개요이번 과제는 이륙 총중량이 120kg 중인 무인 헬리콥터를 설계하는 것으로 기체의 형상과 무게 추정, 필요 동력 계산 등을 통해 헬리콥터 설계가능성을 검토해보았다. 설계 대상 무인 헬리콥터는 드라마, 영화 촬영 등의 방송 매체와 농업 분야의 활용이 가능하도록 적재중량이 가능한 크도록 해야하고 이와 함께 동력 사용이 효율적이야 함을 주안점으로 고려해야 한다. 또 무인 RC 헬리콥터로 설계되어야 하므로 운용과 정비를 고려할 때 저렴한 상용 부품을 통해 설계 되어야만 한다. 이를 위해 성능 계산시 구성품 및 헬리콥터 구동 특성 등을 RC 사용 제품과 비교, 고려하여 요소 결정 및 타당성을 검토하였다.1. 과제 진행이번 과제는 헬리콥터의 형상 ,중량 추정 및 성능을 계산하는 것으로 이에 앞서 유사한 헬리콥터의 분석을 통해 설계 시작점을 선정하도록 하였고 이를 바탕으로 설계 대상 헬리콥터의 성능을 추정하여 그 타당성을 확보하도록 하였다. 이와 함께 헬리콥터 형상 설계에 관한 논문)을 참조하여 형상 결정에 사용하였으며 과제 진행을 다음과 같은 과정을 통해 이뤄지도록 하였다.설계 요구 조건 분석?유사 기종 탐색 및 분석?헬리콥터 통계적 형상 결정?헬리콥터 중량 추정?성능 해석위의 과정을 통해 헬리콥터의 형상, 중량 및 성능을 계산하였고 모든 과정을 MATLAB Code로 작성하여 길이의 5%~7% 정도임을 알 수 있었고 제작시 공정의 어려움과 구조적 강도의 이유로 근사식으로 계산된 수치보다 모두 큰 것으로 나타났다. 따라서 성우 엔지니어링에서 제작하는 산업용 무인 헬리콥터)의 블레이드 제품을 참고하여 대상 헬리콥터의 시위는 140mm로 재설정하였다.그림 메인 로터의 RPM 추정 근사법위의 그림4에서 메인 로터의 RPM 근사식을 이용하면 대상 헬리콥터의 메인로터 RPM은 약 800 RPM 으로 계산된다. 위의 식을 RMAX에 적용해 본 결과 1042 RPM 인데 반해 메인로터의 RPM 은 830 RPM 으로 약 200 RPM만큼 차이나는 것을 알 수 있다. 따라서 상용 무선 모형 헬리콥터의 특성과 비교해 보았다. 상용 무선 모형 헬리콥터는 제자리 비행시 엔진 출력기준 30급~50급 헬리콥터의 경우 1750 RPM 으로 이 역시 계산된 식에 비행 200~250RPM 정도의 차이를 보였다. 이를 깃끝 마하수로 계산해보면 상용 무선 모형 헬리콥터 및 RMAX의 최대 메인 로터의 회전수를 기준으로 깃끝 마하수는 M= 0.35 ~ 0.43 를 넘지 않았다. 따라서 위에서 계산된 수치에서 상용 제품들과 마찬가지로 200 RPM 을 감소시켜 메인 로터의 회전수로 결정하였고 이 때 깃끝 마하수는 0.4 이다.1.1 테일로터 형상 추정테일 로터의 형상은 역시 IIT의 통계적 형상 추정법을 통해 결정하였다. 테일로터의 통계 근사 그래프와 근사식은 다음과 같다그림 . 테일 로터 직경 추정 근사법위의 그림 5의 테일 로터 직경 추정 근사법으로 계산된 대상 헬리콥터의 테일 로터 직경은 580mm이다. 이는 RMAX 와 비교할 때 540mm보다 큰 것으로 적절하다고 판단하였다.그림 테일 로터 시위 추정 근사법그림 6의 근사식을 이용하여 계산한 결과 테일로터의 시위는 40mm 정도로 계산되었으나 성우엔지니어링의 산업용 헬리콥터의 테일로터의 길이와 시위를 비교한 결과 수치가 작은 것으로 판단하여 상용 제품의 일반적인 테일로터 시위가 테일로터 블레이드 길이의 25%3제작편차0.48공허 총 중량58.94표 . 공허 중량 추정표위의 표 5의 계산된 총 중량은 약 59kg 으로써 RMAX의 58kg로 아주 비슷하게 계산되었으며 이 값만으로도 RMAX 보다 높은 유용하중 비율을 갖는 것을 알 수 있다. 따라서 유용하중 비율을 계산하기 위해 유용하중을 계산해야 한다. 이 때 필요한 것은 임무 수행 필요 연료량과 탑재품의 무게, 적재중량 등이다. 이는 다음과 같이 추정하였다.항 목중 량 (kg)비 고필요 연료량6.2연료소모율 * 제자리비행 필요 마력전자장비4.0배터리1.5적재중량49.3이륙 총 중량에서위의 중량들을 제외한적재 가능 중량유용 총 중량61표 . 유용 하중 추정표위의 결과값을 이용해 계산해 보면 유용하중 비율은 약 50.8% 로 최대 61% 이하인 것을 알 수 있다. 또 위의 공허중량과 유용하중이 적절한지를 판단하기 위해 IIT 의 통계적 근사법을 이요해 대상 헬리콥터의 공허중량과 유용 하중을 비교해 보았다.그림 공허 중량과 유용하중의 통계적 근사식위의 그림 12의 식을 이용해 계산된 공허중량은 약 63kg, 유용하중은 약 54kg으로 계산되었다. 이 수치는 대상 헬리콥터의 공허중량 59kg 과 유용하중 61kg를 비교해 보았을 때 공허중량이 6%가량 적게 예측됨을 알 수 있다. 이는 비행의 설계 요구 조건이 제자리 비행에만 국한되어 있고 이에 따라 필요연료량과 탑재재의 무게 예측이 부정확했기 때문이라고 생각된다. 그러나 계산된 수치는 개념 설계의 단계에서 충분히 수용할 수 있는 정도의 타당하다고 생각한다.7. 성능 해석 (고도별 필요 동력 변화, 상승률)이전에서는 대상 헬리콥터의 형상과 필요 동력, 중량 등이 결정되었다. 이에 따라서 제자리 비행시 대상 헬리콥터가 어떤 성능을 보이는지 해석해 보았다.먼저 첫 번째로 고도 변화에 따른 헬리콥터의 필요 동력의 변화를 그래프로 도시하였다. 고도는 해면 고도부터 무인 헬리콥터의 사용 범위로써 4500m 까지 설정하여 500m 단위로 도시하였다.그림 . 고도별 필요 동력 변화 = 0.98 * W0^0.308; % Main Rotor Diameter (m)Rm = Dm / 2; % Main Rotor Radius (m)Cm = (0.0108 * W0^0.540 ) / b^0.714; % Main Rotor Chord (m)Cm = 0.14; % Reset ChordRPM_mMAX = 2673 / Dm^0.829 ; % Main Rotor MAX RPMRPM_mHover = RPM_mMAX - 200; % usaully MAX -(200~250) at Hoveringomega_m = RPM_mHover * 2*pi / 60; % (rad/s)%% Tail Rotorbt= 2; % number of Tail Rotor bladeDt= 0.0895 * W0^0.391; % Tail Rotor DiameterRt= Dt/2;Ct= 0.0058 * W0^0.506 / bt^0.72; % chord of Tail RotorCt= Rt*0.25; % Reset Tail Rotor Chordsigma_t = bt * Ct* Rt / (pi*Rt^2); % Simga of Tail RotorRPM_tMAX = 3475 / Dt^0.828 ; % RPM of Tail Rotoromega_t = RPM_tMAX * 2*pi / 60; % Omega of Tail Rotor%% 제자리 비행 유도 동력 (Main Rotor)T = W0 * g; % Thrust for HoveringP_i = T^(3/2) / (746 * sqrt(2*rho*pi* Rm^2));% 깃끝 손실 고려 Hovering RPM = 600 기준CT = T / (rho * (omega_m * Rm)^2 * pi * Rm^2 );B = 1 - sqrt(2*CT) / b;P_i = P_i / B;%% 형상 동력 (Main Rotor)Cd0 = 0.01; % Cd0 From NACA 23015sigma = b * Cm * Rm / (pi * Rm^2);CQ0 = Cd0 / 8 * sigmalateip_swash = 1/2 * mass_sw * r_sw^2; % Polar Moment of Inertia - Swash Plate% Total Polar moment of inertiaip_total = (ip_hub + ip_shaft +ip_swash ) /kg * ft^2;J = ip_total ;%(lb * ft^2)Tto= 0.0366 * 120 ^ 1.2107 ; %take off taransmission rating (kw)L_f= 0.824 * Dm^1.056 ; %(m) Length of fuselageH_f= 0.642 * Dm^0.677 - 0.3; %(m) Height of fuselageW_f= 0.436 * Dm^0.697 - 0.2; %(m) Width of fuselageSwet_f = H_f * W_f; %(m^2)% 이하 무게는 모두 kg 단위 -(계산식 자체는 파운드 단위 입력)% Weight of BladeWbm = 0.026 * b^0.66 * (Cm*ft) * (Rm*ft) ^1.3 * (omega_m * Rm*ft)^0.67 * kg; % ignoreWbm=4;% Weight of HubWhm = 0.0037 * b^0.28 * (Rm*ft)^1.5 *(omega_m * Rm*ft)^0.45 *(0.67* Wbm + 32.185 *J / (Rm *ft)^2)^0.55 * kg;% Weight of Tail RotorWt = 1.4* (Rt*ft)^0.09 *((Tto /0.746) / omega_m)^0.9 *kg;Wt = 2;% Weight of Horizontal Tail SurfaceWh = 0.72 * (S_ht* ft^2)^1.2 * AR_h^0.32 *kg;% Weight of Vertical Tail SurfaceWv = 1.05 * (S_vt* ft^2)^0.94 * AR_v^0.53 *(Num_gearBox)^0.71 *kg;% Weight of FuselageWf = 6.9 *( W0/kg

공학/기술| 2007.03.11| 23페이지| 1,000원| 조회(610)

헬리콥터, UAV, Sizing, 개념설계, 성능해석

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