*NEUFELD DANIEL JOHN, Nguyen Nhu Van, Jae-Woo Lee, Sangho Kim

건국대학교.

FA1-5 아음속/초음속 패널법을 이용한 항공기 안정성 계수 예측 60

이승수, 이형로 1, *공효준 2

인하대학교 기계항공공학부. 1인하대학교 항공공학과 공기역학실험실. 2인하대학교 항공우주공학과 공기역학 실험실.

FA1-6 터보프롭 항공기용 Advanced 프로펠러 블레이드 공력설계 및 해석 67

*최원, 김지홍 1

한국항공우주산업(주)개발본부고정익비행성능팀. 1한국항공우주산업(주).

FB1 : 구조역학 및 응용 - 구조해석(1)

Room 사파이어, 11 월 11 일 10:30 - 12:00

좌장 : 심재열 (한국항공우주연구원)

FB1-1 KC-100 소형항공기 전기체 정적시험체 및 장치 설치 72

*심재열, 정근완, 윤동환, 안석민

한국항공우주연구원.

FB1-2 FA-50 서보공탄성 해석모델 정확도 향상을 위한 비행시험 77

윤종호, 이성, 김태훈, Kavin Penning1, *이은석 2

한국항공우주산업. 1Lockheed Martin. 2한국항공우주산업 기체설계팀.

FB1-3 형상기억합금 선형 작동기를 이용한 모핑날개 제작 및 성능 시험 81

*노진호

한국항공대학교 항공우주 및 기계공학부.

FB1-4 형상기억합금 작동기를 적용한 모핑 날개 메커니즘 개발 및 공력 특성 분석 85

*강우람, 유민상, 김은호 1, 정민수 2, 이인 1, 구교남 3, 최익현 4

카이스트. 1한국과학기술원 기계항공시스템학부(항공우주공학전공). 2한국과학기술원. 3울산대학교. 4한국항공우주연구원.

FB1-5 대형 복합재료 주익박스의 정하중 구조시험 90

*조숙경, 이명건, 조창민, 이기범

국방과학연구소.

FB1-6 수리 방법에 따른 복합재 구조물의 인장강도 연구 96

*윤상욱, 정문규, 박용빈, 권진회, 최진호, 신상준 1, 송민환 1, 송근일 1

경상대학교 항공기부품기술연구소. 1한국항공우주산업.

FC1 : 구조역학 및 응용 - 구조해석(2)

Room 사파이어, 11 월 11 일 14:40 - 16:25

좌장 : 노진호 (한국항공대학교)

FC1-1 KC-100 수평미익의 정적 구조 건전성 평가 100

*이무형, 김성준, 장은식, 박일경, 안석민

항우연.

FC1-2 홀이 있는 판의 좌굴계수 예측에 관한 연구 106

*박정선, 김신, 김현덕, 임재혁 1, 황도순 1

한국항공대학교 항공우주 및 기계공학부. 1항우연.

FC1-3 파이로 충격에 의한 주요 구조 부재의 충격전달특성 연구 111

*정정래, 이석제, 김인걸

충남대학교.

Development of Morphing Wing Mechanism using Shape Memory Alloy Actuator

and Analysis of Aerodynamics Characteristics

초 록

항공기의 효율을 높이고 여러 운용조건을 충족시키기 위한 해결책으로 모핑 날개(Morphing wing)에 대

한 연구가 많이 진행되고 있다. 일반적인 플랩 메커니즘은 작동 시 불연속적인 날개의 형상으로 인해

공력 손실이 발생한다. 본 연구는 이러한 문제를 해결하기 위해 새로운 모핑 플랩 메커니즘을 고안하였

고, 이를 구동하기 위한 작동기로 형상기억합금 선을 사용하였다. 형상기억합금선 작동기의 구동을 위해

적정 전류 범위를 측정하는 실험을 수행하였다. 또한 작동기에 인가되는 전류의 변화에 따른 플랩 각

변화를 측정하였으며, 변형된 에어포일의 공력 특성 변화를 XFOIL 프로그램을 통해 해석하였다.

ABSTRACT

Many researches for the development of morphing wing were performed to improve the aerodynamic efficiency. A conventional flap of aircraft wing has a discontinuous section and it reduces the aerodynamic performance. In this research, a new flap morphing mechanism was devised to improve the aerodynamic performance by changing the wing shape continuously and a test model was made to demonstrate the morphing mechanism. A SMA wire actuator was used for the morphing wing. An appropriate current range was measured to control the SMA actuator. Also, a flap angle was measured when various currents are applied to the SMA actuator. The aerodynamic performance of the airfoil changed by the SMA wire was analyzed using the XFOIL program.

Key Words : Flap mechanism(플랩 메커니즘), Shape Memory Alloy wire(형상기억합금 선),

Actuator(작동기), Morphing wing(가변형 날개), Aerodynamics Characteristics(공력특성)

1. 서 론

항공기의 효율을 높이고 다양한 운용조건을 충

족시키기 위한 해결책으로 가변 형상 항공기 혹

은 모핑 항공기 구조(MAS, Morphing Aircraft

Structure)에 대한 연구가 계속되고 있다. 모핑

날개의 기능은 크게 두 가지로 나뉜다. 첫 번째

로 임무나 목적에 적합하도록 날개의 형상을 바

꾸거나, 기존의 조종면을 대신하여 기동을 위한

조종력을 얻도록 날개를 변형시키는 구조이다.

이러한 모핑 비행체는 단일 비행체로 다중 비행

임무를 가능하게 하고, 기존의 조종면으로는 불

가능한 기동을 가능하게 해줄 수 있다. 대표적으

로 날개의 span 방향의 길이 변화[1]나 후퇴각

(sweep back angle) 변화 등을 들 수 있다.[2]

두 번째로 항공기 운용에 있어서 손실이 발생하

는 부분들을 모핑 날개로 대체함으로써 그 효율

을 극대화 시키는 구조이다. Wing tip voltex 최

소화를 위한 가변형 윙렛(controllable winglet)

이 그 대표적이 예이다.[3] 플랩 모핑과 같은 경

우 생체의 근육을 모방한 고무 근육 작동기

(rubber muscle actuator)를 사용한 방식이 있

다. 이는 큰 힘을 낼 수는 있지만 반응속도가 느

린 단점이 있어 실제 운용에는 무리가 있다고 사

료된다.[4] 그 밖에도 사람의 척추와 같은 유연

구조를 사용한 모핑 메커니즘[5], 형상기억고분

자를 사용한 방법[6,7] 등 다양한 아이디어들이

85

제시되었다.

본 연구에서는 기존의 기계적인 플랩 방식의

불연속적인 부분에서 오는 공력 손실을 줄이고자

새로운 메커니즘을 제안하고 그때의 공력특성을

해석하고 비교하였다.

2. 실 험

2.1 모핑 메커니즘 개발

현재 운용되는 대부분의 항공기는 Fig. 1(b)

와 같은 기계적인 플랩 메커니즘을 사용하고 있

다. 하지만 이런 방식은 필연적으로 불연속적인

부분이 존재하게 되고 이는 공력손실을 유발한

다. 따라서 가장 이상적인 형태는 Fig. 1 (c)와

같이 스킨(skin)을 일체형으로 만들어, 에어포일

전체를 덮어 모든 부분에 불연속적인 부분이 없

는 형태가 된다.

Fig. 1 Comparison for flap system

일반적으로 Fig. 1 (d)와 같은 모핑이 일어날

경우 윗면 스킨은 늘어나고, 아래면 스킨은 줄어

들게 된다. 이와 같은 변형을 위해서는 스킨이

유연해야 할 필요가 있다. 하지만 날개의 스킨은

공력을 지지하기 위한 강성도 요구되므로 적절한

유연성과 강도를 가진 스킨을 개발할 필요가 있

다. 본 연구에서는 스킨의 길이 변화 없이 단면

형상을 변형시킬 수 있는 모핑 메커니즘을 고안

하였으며 이는 Fig. 2와 같다.

변형의 효율을 위해 직사각형 박스가 아닌 사

다리꼴 형태의 박스 즉, b의 길이보다 a의 길이

를 길게 하면 적은 a의 움직임에도 큰 b의 변형

을 얻을 수 있다. 결과적으로 날개 안쪽에 있는

사각형 박스의 a의 각을 조금만 변화시켜도 큰

플랩 각을 얻을 수 있다. 이 변형을 위한 작동기

로 형상기억합금 선(SMA wire)을 사용하였다.

형상기억합금 선은 대표적인 스마트 재료로 10%

에 가까운 큰 복원가능 변형률을 보이며 단위 부

피당 낼 수 있는 힘이 커 모핑 구조물의 작동기

로써 많은 장점이 있다. 따라서 형상기억합금 선

을 Fig. 2에 표시된 점선과 같은 위치에 설치하

게 되면 지렛대 원리에 의해 변형을 증폭시킬 수

있다.

Fig. 2 Morphing wing mechanism

2.3 작동기(Flexinol) 시험

모핑 날개의 구동을 위한 형상기억합금 작동기

로는 DYNALLOY 사의 직경 2.032×10-4 mm

(0.008 inch)인 Flexinol 선(wire)을 사용하였다.

형상기억합금은 온도에 의해 구동되며, 온도가

특정온도 (오스테나이트 상으로 변하는 상변화

온도) 이상이 되면 상 변화가 일어나며 수축하게

된다. 하지만 형상기억합금의 상변화는 온도에

따라 비선형 거동을 보이며, 온도가 열처리 온도

이상으로 증가하면, 물성이 변하게 된다. 일반적

으로 형상기억합금 작동기는 빠른 구동을 위해

전기가열을 통해 구동된다. 본 연구에서도 전기

가열과 자연 냉각 방법을 이용하여 작동기를 구

동하였다. 전기가열을 이용하여 작동기를 구동하

기 위해서는 먼저, 구동을 위한 적정 전류를 파

악할 필요가 있다. 작동기에 과전류가 흐르게 되

면 물성이 변하므로 최대 전류를 파악하기 위한

실험을 수행하였다. Fig. 3과 같이 형상기억합금

선을 load cell에 연결하고 전류에 따라 형상기

억합금 선에 발생하는 힘을 측정하였다. 전류는

0.3A에서 0.9A까지 0.1A씩 증가시키며 각각 세

번의 사각 파 형태로 흘려주었다.

실험결과는 Fig. 4와 같다. 0.3A에서 0.7A까지

는 전류가 증가함에 따라 발생하는 힘이 증가하

였으며, 0.8A이후로는 전류가 증가함에 따라 힘

86

이 감소하는 경향을 보였다. 이는 0.8A이상에서

는 열 평형 시에 형상기억합금의 온도가 열처리

온도보다 높아 물성이 변하기 때문인 것으로 판

단된다. 따라서 이 형상기억합금 선 작동기의 최

대 인가 전류는 0.7A이며, 0.7A 이하에서 사용

해야 함을 알 수 있다.

Fig. 3 Experimental configuration for

determining the maximum current

Fig. 4 Time vs. force for flexinol

2.2 모핑 날개 제작

앞서 제안한 메커니즘을 바탕으로 chord길이

275 mm, span길이 366 mm인 날개 모델을 제

작하였다. 날개의 단면 형상은 두께 11.7%인

Clark Y 에어포일을 사용하였다.

주 프레임 재료로는 3 mm 두께의 합판을 사

용하였다. 상용 그래픽 툴인 CorelDRAW 소프트

웨어를 사용하여 디자인을 하고 레이저 커터를

사용하여 재료를 재단하였다.

Fig. 5 Flap motion frame

완성된 플랩 모핑 프레임은 Fig. 5에 나타내었

다. 작동기로는 Flexinol 선(wire) 여섯 가닥을

training시켜 사용하였다. DC Power supply를

사용하여 형상기억합금선의 오스테나이트 상변화

온도까지의 가열을 하였고, 형상의 복원을 위해

서는 앞전 프레임(frame)에 고무링을 설치하였

다. 프레임 안에 설치된 형상기억합금 선은 가열

을 위해 별도의 전선을 연결하여 Fig. 6과 같이

제작하였다.

(a)

(b)

Fig. 6 Completed model(a)

& morphing test(b)

스킨은 날개 전체를 감싸 일체형으로 제작되어

87

야 하기 때문에 어느 정도 그 형태를 유지할 수

있으면서 원하는 만큼 변형이 어렵지 않아야 한

다. 본 모델에는 두께 0.3 mm의 PVC 판을 사용

하였다. 플랩의 응답 시간은 평균 3~4초정도 이

며 본래 에어포일 형태로 돌아오는 시간까지는

약 8초가 걸린다. 최대 플랩 각은 약 21º이다.

2.4 플랩 각 컨트롤

완성된 모델의 전류에 따른 플랩 각에 대해서

실험을 진행하였다. 1.5A부터 3.3A까지 0.3A간

격으로 총 7가지의 경우에 대해서 실험을 진행하

였다. 모핑 날개에는 총 여섯 가닥의 형상기억합

금선이 사용되었으므로 하나당 0.25A부터 0.55A

까지 가열 되었다. 각각의 경우에 대해 세 번의

테스트를 진행하여 평균 플랩 각을 계산하였다.

Fig. 7 Total current vs. flap angle

Fig. 7은 흘려준 전체 전류에 따른 플랩 각을

나타내고 있다. 처음 1.5A부터 2.7A까지 비교적

선형적인 거동을 보이고 있는 것을 확인할 수 있

다. 그리고 그래프 전체적으로 봤을 때는 S자 형

태의 경향성을 보이는데 이는 형상기억합금 선의

온도에 따른 상변화가 비선형적으로 이루어지기

때문이다.

3. 공력 해석

본 연구를 위해 제작한 날개 모델의 플랩 각에

따른 공력 특성분석을 위해 XFOIL 프로그램을

사용하였다. XFOIL은 아음속 영역에서 2D 에어

포일의 공력 특성을 High-Order panel method

를 사용하여 계산하는 프로그램이다.

해석에 사용된 에어포일 형상은 Fig. 8과 같이

변형 전과 형상기억합금에 1.8 A, 2.4 A 의 전

류를 흘려주었을 때의 변형된 에어포일 형상 세

가지의 경우에 대하여 해석을 수행하였다. 1.8 A

와 2.4A의 전류를 흘려주었을 때의 플랩 각은

각각 6.4º와 15.85º이다. 본래 받음각의 정의는

앞전과 뒷전을 이은 선을 기준으로 결정하지만

본 연구는 변형전의 상태에서 에어포일의 형상의

변화에 따른 변화를 살펴보기 위함이므로 그 기

준을 달리 하였다.

Fig. 8 Configuration of airfoil models

해석 결과 플랩에 따라 압력계수가 증가하는

것을 확인 할 수 있었다. 그러나 XFOIL 프로그

램은 실속(stall)영역은 정확하게 예측할 수 없으

므로 이런 부분에 대해 추후 CFD기법을 통해 공

력을 해석할 계획에 있다.

Fig. 9 Pressure coefficient distribution

88

4. 결 론

기존의 기계적인 플랩(flap) 방식의 공력 손실

을 없애기 위해 플랩 작동 시 airfoil이 연속적으

로 변하는 새로운 메커니즘을 고안하였다. 작동

기로 사용된 형상기억 합금인 Flexinol에 의한

플랩 각은 전류가 2.7A보다 작은 경우 흘려준

전류에 비교적 선형거동을 보이는 것을 확인하였

다. 따라서 흘려주는 전류의 양으로 그 각을 충

분히 컨트롤할 수 있는 가능성 확인하였다.

이 메커니즘은 플랩 작동 시 Leading edge의

모양이 달라지는 단점이 있지만, 이는 차후 공력

해석을 통한 연구가 필요하다.

XFOIL 프로그램은 2D 에어포일 형상에 대한

공력을 계산해 주는 단순한 프로그램이다. 그러

나 심한 플랩 각이나 형상이 급격히 변화되는 부

분의 박리(separation)가 고려가 되지 않기 때문

에 박리가(separation) 발생한다면 실제 압력계

수는 해석된 결과 보다 작게 측정될 것으로 생각

된다. 또한 해석의 타당성 검증을 위해 보다 정

확한 모델의 제작과 풍동실험이 요구된다.

후 기

이 논문은 2011년도 2단계 두뇌한국(BK)21사

업과 한국항공우주연구원 학연협력강화사업에 의

하여 지원되었습니다.

참고문헌

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Mattioni, 2008, “Concepts for morphing

airfoil sections using bi-stable laminated

composite structures”, Thin-Walled Struct-

ures, Volume 46, Issue 6, pp689-701

[2] F. Mattioni, A. Gatto, P.M. Weaver, M.I.

Friswell, K.D. Potter, 2006, “The

application of residual stress tailoring of

snap-through composites for variable

sweep wings”, 47th AIAA/ ASME/ ASCE/

AHS/ ASC Structures, Structural Dynamics,

and Materials Conference

[3] http://www.patentgenius.com/patent/7744

038.html

[4] LD. Peel, P.E., J Mejia, B Narvaez, Kyle

Thompson, and Madhuri Lingala, 2008,

"Development of a Simple Morphing Wing

Using Elastomeric Composites as Skins

and Actuators", Journal of Mechanical

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structures", Smart Structures and Materials

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[6] Tom James, Angelika Menner, Alexander

Bismarck and Lorenzo Iannucci, 2009,

“Morphing Skins: Development of New

Hybrid Materials”, 4th SEAS DTC

Technical Conference

[7] Rauscher, Scott Gibson, 2008, “Testing

and Analysis of Shape-memory Polymers

for Morphing Aircraft Skin Application”

Master Thesis of Science in Mechanical

Engineering

89