소형 경항공기의 날개 설계

소개글

소형경항공기에 적용된 NACA0012 날개의 간단한 기본적인 설계과정을 나타낸 레포트 입니다

목차

1. 날개의 구조

2. 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 수명

9. CATIA 프로그램을 이용한 날개 설계

본문내용

1. 날개 구조

날개는 양력이라는 하중을 견디면서 항공기를 공중에서 지탱하는 구조물이다. 날개는 공기역학과 구조역학의 조화로 결정되고 구조설계에서 중요한 점은 재료와 생산설비의 조화고 고려하면서 얇은 에어포일과 제한된 형상으로도 충분한 강도와 강성을 유지하면서 가능한 경량으로 제작하는 것이다. 날개 설계에 있어서 항공기 사용 기간의 길어짐에 따라서 구조의 피나 부식에 대한 문제, 구조를 결정하는 하중이 지상계류, 활주, 이륙, 비행, 착륙시 계속 변하는 문제, 고속 비행시에 주위의 공기력으로부터 에너지를 얻어 발생하는 플러터(flutter)같은 심한 진동이나, 날개의 비틀림에 의해 조종면이 효과가 없어지는 조종면 역전(aileron reversal) 현상 또는 다이버전스(divergence)라고 하는 공탄성 문제등로 인해 날개 구조의 설계를 어렵게 하고 있다.

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.

참고 자료

없음