최근에 무인항공기 및 항공기에 항공기 외부 장착물을 장착 가능하게 하는 시스템으로 서스펜션이 있다. 이러한 탑재체계는 빠르게 적진에 침투하거나 급가속 회피 등의 기동을 자주하게 되고 다양한 동특성에 안정성이 영향을 받는다⁽¹⁾. 항공기의 외부탑재 시스템은 이러한 기동에 안정성을 확보해야 하는데, 이를 위해서 비행 적합성 판단을 위한 사전 수행 요구사항인 구조해석 및 구조 시험이 수행 되어야 한다^(2~6). 이러한 구조건전성을 평가하기 위해서는 항공기의 비행 특성에 따른 항공기 외부 탑재 시스템에 가해지는 비행 하중에 대한 분석이 반드시 필요하다. 이 비행 하중은 MIL-STD-8591⁽⁷⁾에 의거해서 비행 속도 및 고도와 자세에 따른 공력 하중과 비행 특성에 따른 선 가속도와 회전가속도의 기동 등에 의해 발생하는 관성하중으로 나뉘어 계산되며, 이 두 힘의 합력에 의해 서스펜션을 포함하는 외부 장착물의 구조 안정성은 결정된다. 실제 비행중에 발생하는 하중 조건을 지상 시험에서 구현하기 위해서는 주요 하중 위치에 정확한 힘을 전달할 수 있는 휘플트리 구조 설계가 필수적이다.

Kim 등은⁽⁴⁾ 항공기의 동적 특성에 따른 외부 연료탱크에 가해지는 하중을 예측하기 위해 정확한 유한요소 해석 모델을 개발하였다. 이를 통해 외부 장착물의 구획 별 하중을 계산할 수 있었다. 그리고 Kim등은 항공기에 장착된 외부 연료통에 대한 정적 구조해석을 위한 휘플트리 설계 기법을 제안하였으며, 설계된 휘플트리 구조를 유한요소해석을 통하여 응력 및 구조 안전성을 평가하였다⁽³⁾. 또한 Kim 등은 항공기 외부 연료통에 대한 구조 시험을 수행하였고, 휘플트리가 장착된 시스템의 실제 시스템과 해석과의 차이점의 원인을 규명하고, 구획 별 오차를 평가하였다⁽⁵⁾. 그러나 앞선 선행 연구들의 경우 단일품에 대한 휘플 트리 및 구조 시험을 수행한 내용이여서, 비대칭적 탑재와 같은 무게중심 및 관성의 변화가 발생하지 않는 시스템에 대한 것들이었다.

이에 이 연구에서는 4개의 항공기 외부 장착물이 장착된 탑재 서스펜션에 대해 항공기 외부 장착물의 탑재 정도에 따른 비대칭성을 고려한 비행 상황에서 관성하중해석을 수행한다. 이 연구팀의 선행연구⁽⁸⁾에서 계산된 비대칭성을 고려한 관성 하중 값과 이를 바탕으로 계산된 서스펜션 구획별에 가해지는 전단력 변화와 굽힘 모멘트 변화를 바탕으로 기존과는 다른 y, z방향까지를 고려한 휘플트리 구조를 설계한다. 또한 설계된 휘플트리를 유한요소 모델 결과와 비교하여 그 타당성을 검증한다.

구조 시험을 위한 휘플트리는 위의 Table 1 ~ Table 3에서 구한 주요 구획들의 전단력을 Fig. 4와 같은 구조와 식 (1)을 바탕으로 정적 평형을 기반으로 계산하게 된다. 1단의 휘플트리 구조는 하나의 액추에이터가 가하는 힘(F_A)를 이용하여 작용점 과의 거리 L₁과 L₂를 조절함으로써 두 점에 정확한 하중(F_Wk, F_Wk+1)을 적용할 수 있다.

Fig. 4 
Determination of loading position

이를 이용하여 Figs. 5 ~ 11과 같이 항공기 외부 장착물 탑재 조건에 따른 서스펜션의 주요 섹션에 가해지는 전단력과 굽힘 모멘트를 활용하여 구조 시험을 하기 위한 1단 휘플트리 설계안이다. 이 연구의 구조 시험에서 사용될 액추에이터의 경우 약 30 kN의 파워를 가지고 있으며, 전체에 하중 적용을 위해 총 5개 이하의 액추에이터를 사용한다는 경계조건을 가지고 있어, 1개의 액추에이터는 x방향의 하중을 가해야함으로 4개의 액추에이터만을 사용해야 하는 조건이 있다. 주요 하중 대비 1/00이하의 힘은 무시하였다. 전체적인 Table 1 ~ Table 3의 결과에서 알 수 있듯이 비행기동 특성에 의해 z방향(중력방향)으로 가해지는 하중 보다, y축방향의 하중이 더 큼을 알 수 있다. 또한 비대칭성에 의해서 y축방향의 힘은 탑재물이 없는 경우에 대비 약 1800 N 이상 증가하는 경우가 존재하고 이는 구조 건전성에 큰 악영향을 미칠 수 있음을 확인할 수 있다. 그리고 z축과 y축 방향의 휘플트리에 작용하는 액추에이터 값은 항공기 외부 장착물의 탑재 여부에 따라서 크게 변화함을 알 수 있다. 또한, Fig. 7과 Fig. 8에서 보듯이 뒤쪽의 항공기 외부 장착물이 투하된 경우엔 서스펜션의 2번 쪽에 가해지는 힘이 커지기 때문에 앞쪽에 힘을 가하는 액추에이터의 위치가 더욱 앞쪽으로 설계됨을 볼 수 있다.

Fig. 5 
Only suspension system (w/o ES)

Fig. 6 
With all ES

Fig. 7 
W/O number of 4

Fig. 8 
W/O number of 3 and 4

Fig. 9 
W/O number of 1 and 3

Fig. 10 
W/O number of 1 and 4

Fig. 11 
With only one (number of 1)

Fig. 6과 같이 4개의 장착물이 모두 탑재된 경우 서스펜션만 존재하는 구조보다 관성 하중이 상승하는 것을 볼 수 있다. 서스펜션과 항공기 외부 장착물과 연결된 지지부인 구역에서 최대 89 %까지의 증가가 예상되어 실 비행시 과도한 하중으로 서스펜션의 변형 및 파괴가 발생할 수 있다. 또한 Figs. 8 ~ 10과 같이 하부, 또는 뒤쪽 장착물 2개 없는 경우 무게중심의 비대칭이 커져 서스펜션의 가해지는 하중에 큰 변화를 준다. Fig. 7의 경우 y축의 무게중심은 변하지 않으나 x축 상의 무게중심의 변화가 증가하여 쏠림 현상으로 상부 lug 구역의 반력이 기존 반력의 75 %로 크게 부하가 가해지는 현상을 볼 수 있다. 그림들에서 보는 것과 같이 설계된 모든 조건에서 구속 조건인 최대 액추에이터 힘과 개수를 넘지 않음을 확인할 수 있었다. 이처럼 서스펜션 시스템의 질량의 증가와 무게중심의 변화가 서스펜션에 대한 영향을 확인하기 위해 휘플트리를 통하여 관성 하중과 동일한 힘을 가하여 서스펜션의 구조 안정성의 검증이 필요하다.

앞서 설계된 항공기 외부 장착물의 탑재 여부에 따른 휘플트리 설계 안에 대한 검증을 위해서 사용한 조건들에 대해서 ANSYS^TM모델을 구축하고 이를 통한 z, y방향으로의 구조해석을 수행하였다. 모델에 사용된 휘플트리의 재질은 structural steel을 사용하였고, y축과 z축에 모두 0.15 m³ × 0.15 m³ × 0.05 m³의 전달 구조를 이용하여 액추에이터로 가한 힘을 서스펜션에 전달하였다. 해당 파라미터는 Table 4에 정리하였다. 서스펜션과 휘플트리가 결합한 부분은 fixed support를 사용하여 구속조건을 부여하였다. 구축된 기본 모델은 정확도 향상을 위해 노드 수가 약 1100만개, 요소 수 약 360만개의 모델을 구축하였다. Fig. 12에 보는 것은 구축된 휘플트리 구조 모델을 보여준다. 이를 통해 항공기 외부 장착물과 서스펜션이 연결된 위치의 하중들과 서스펜션과 항공기의 지지부에 대한 반발력 해석을 통해서 얻어낸 결과값들을 비교하여 Table 5 ~ Table 10에 정리하였다. Table 5 ~ Table 10에서 보는 것과 같이 structural steel의 0.15 m³ × 0.15 m³ × 0.05 m³의 전달 구조를 갖는 휘플트리 설계 안은 유한요소 모델에서의 결과가 이론적 분석 결과와 매우 유사한 것을 볼 수 있다. 따라서 설계 프로세스를 통해서 계산한 휘플트리는 정확하게 설계되었음을 알 수 있고, 이를 통하여 구조시험은 가능할 것으로 판단된다.

Fig. 12 
Ansys static model

이 연구에서는 항공기 외부 장착물 탑재 시스템인 서스펜션에 외부 장착물의 탑재 여부에 따른 비대칭적인 구조에서 서스펜션 각 섹션에 가해지는 하중 해석을 바탕으로 한 휘플트리 구조 설계를 수행하였다. 항공기 외부 장착물의 투하 등으로 비대칭성이 발생하는 경우 y축에 대한 큰 하중이 발생하여 추가적인 휘플트리의 구조 설계가 필요하고, 실제로 큰 하중이 작용하는 경우는 항공기 외부 장착물이 장착되는 부분과 서스펜션과 항공기가 고정되는 부분임을 확인하였다. 항공기 외부 장착물의 최적화된 탑재를 한다면 실제적으로 서스펜션에 가해지는 하중을 줄일 수 있고, 적은 용량의 액추에이터와 적은 수의 액추에이터를 바탕으로도 충분히 휘플트리를 구성할 수 있고 이를 바탕으로 추후에 지상에서 실시하는 비행체의 구조 시험이 가능함을 알 수 있었다.