차수축소모델과 기계학습을 이용한 유연항공기의 선회비행 전산모사에 관한 연구

김홍석 서울대학교 대학원 2020 국내석사

유연항공기의 거동을 해석할 때 강체항공기와 달리 공력와 구조의 결합에 의해 발생하는 영향을 고려하여야 하며 이를 공력탄성학이라 한다. 유연항공기가 비행할 때 작용하는 공력에 의해 구조에 변형이 발생하게 되며, 이에 의해 항공기에 작용하는 공력이 다시 변하게 되어 항공기의 거동에 큰 영향을 미친다. 따라서 비행동역학, 공력, 구조의 결합에 의한 영향을 고려한 해석이 필수적이다. 본 논문에서는 유연항공기의 수평선회비행을 전사 모사 하기 위해서 다물체동역학 기법 중 하나인 FFRF(Floating Frame of Reference Formulation)을 이용하여 유연항공기를 모델링하였고, finite state inflow theory에 기반한 공력 모델을 사용하였다. 항공기 수평 선회 비행을 하기 위해서는 구심력이 필요하고 이로 인해 발생하는 공력과 구조의 강한 결합을 갖게 되어 초기비행조건을 유지하며 일정한 상태로 수평 선회 비행을 하기 어렵다. 이에 본 논문에서는 조종면과 추력의 상태를 지속 조작하며 초기비행조건을 유지하는 strong coupled analysis를 사용하여 수평선회비행을 전산 모사하였다. 또한 strong coupled analysis의 최대 단점인 계산 시간 문제를 해결하기 위해 차수 축소 모델과 기계 학습을 통해 대리모델을 구축하고 이를 사용하여 계산시간을 단축시켰다. When the flexible aircraft is flying, deformation occurs in the structure due to aerodynamics. And changed aerodynamics affect flight trajectory. So coupling effects of aerodynamics and structural deformation should be considered, when analyzing the behaviors of flexible aircraft. In this paper, the flexible aircraft was modeled using the floating frame of reference formulation(FFRF), which is one of the multibody dynamics methods, to simulate the level turn flight of the flexible aircraft. And strong coupled analysis was used to solve the problem of strong coupling between aerodynamics and structural deformation caused by the centripetal force required for level turn flight. In addition, a surrogate model constructed using machine learning and POD-based reduced order model are used to improve computational efficiency

항공기소음 평가단위간 비교 분석 및 상관관계에 관한 연구

김경범 서울대학교 대학원 2017 국내석사

본 연구에서는 국내 WECPNLK와 많은 나라에서 사용 중인 Leq계열의 항공기소음 평가단위인 Total Lden과 Event Lden을 비교함으로써 이 항공기소음으로 인한 수음자의 피해를 적절히 평가하는지 검토하였다. 또한 국외의 소음도 기준과의 정량적인 비교와 국내 항공기소음 평가단위 전환시 활용하기 위해 WECPNLK과 Event Lden의 식으로부터 이론적인 상관관계를 도출하였으며, 회귀분석을 통하여 환산식을 도출하였다. 항공기소음 평가단위를 다양한 소음 패턴의 반영, 배경소음도, 지속시간 측면에서 검토하였다. WECPNLK는 군용 항공기 소음의 이벤트 중첩을 평가하기에는 부적절하며, 항공기소음의 지속시간이 30초 이하일 경우 수음자가 실제로 인지하는 소음도를 적절히 평가하지 못하는 것을 확인하였다. 또한 30초 부근의 지속시간에 대해서는 불연속적인 보정으로 인해 부정확한 소음도를 산출할 우려가 있다. Total Lden은 배경소음의 영향으로 인해 항공기소음을 적절히 평가하기 못하며 종합적으로 판단할 때 Event Lden이 국내 항공기소음 평가단위로 가장 적합하였다.. WECPNLK과 Event Lden의 식으로부터 상관관계를 이론적으로 유도하였다. 항공기소음 이벤트를 삼각형 형태로 가정하여 유도된 식을 통해 최고소음도 평균(Lmax), 운항횟수, 소음도의 변화율의 과 간 상관관계에 대한 영향을 확인하였다. 성남 비행장을 포함한 7개 군사 공항 인근 80개 지점의 소음 데이터와 자동측정망을 통해 측정된 김포 공항, 제주 공항, 광주 공항 인근 25개 지점의 소음도 데이터를 이용하여 공항별 회귀분석을 실시하였다, 각 공항의 용도에 따라 회귀분석 결과가 유사함을 확인하였으며 이론적 상관관계를 통해 예측한 결과와 그 경향성이 일치하였다.

멀티로터형 무인항공기 소음의 불쾌감에 영향을 주는 음질 인자의 분석 및 예측

곽두영 서울대학교 대학원 2017 국내박사

본 연구는 멀티로터형 소형 무인항공기의 제자리비행 시 발생하는 공력 소음에 대하여 조사한다. 먼저 무인항공기의 기종 및 중량 조건에 따른 소음을 측정하고, 물리적 지표 및 심리음향학적 지표를 계산하여 음향학적 특성을 확인한다. 주파수 분석 결과는 소음이 강한 톤 성분을 포함하고 있으며 깃 통과 주파수 성분이 고정되어 있지 않고 일정 범위 내에 분포한다는 것을 보여주는데, 이는 무인항공기 소음의 주요한 특징이다. 본 연구의 전반부에서는 무인항공기의 확산을 잠재적인 환경 소음 문제로 인식하고, 소음성 불쾌감을 평가하기 위하여 무인항공기 소음에 대한 주관적 반응을 조사한다. 기타 교통 소음과의 불쾌감 곡선의 비교를 통해 무인항공기 소음이 같은 소음 레벨에서 더 높은 불쾌감을 유발함을 확인하고, 소음 규제 시에 일정 부분의 페널티를 부과할 것을 제안한다. 또한 통계적 분석을 통해 이러한 불쾌감의 차이는 소리의 날카로움을 나타내는 음향학적 인자로 설명할 수 있음을 밝힌다. 다음으로 무인항공기 소음의 음질에 영향을 주는 유효 인자를 도출한다. 주성분 분석 및 회귀 분석의 결과로부터, 소리의 크기와 날카로움, 그리고 변동강도가 중요한 요소라는 결론을 얻는다. 상기 유효 인자들을 신호처리를 이용해 조절하고, 음질 평가를 진행함으로써 앞선 연구 결과를 재확인한다. 본 연구의 후반부에서는 무인항공기의 공력소음을 예측하는 수치기법을 제안한다. 먼저 무인항공기 단일 프로펠러의 형상 정보를 수집하고, 단면에서의 공력 계수 및 경계층 두께를 계산하기 위하여 2차원 CFD를 사용한다. 자유 후류 와류 격자 기법을 활용하여 블레이드 표면의 압력 분포를 계산하고, 프로펠러 전체의 공력 성능을 예측한다. 본 기법은 비정상 하중 소음의 예측에 적용할 수 있으면서 3차원 CFD보다 계산비용이 낮은, 저소음 설계 연구에서 활용하기 적합한 기법이다. 음향상사법을 이용하여 예측된 표면 압력 분포로부터 불연속 주파수 소음을 계산하고, 경계층 두께를 기반으로 하는 실험식을 사용하여 광대역 소음을 계산한다. 수치기법의 검증을 위하여 무향실 내에서 로터의 분당회전수에 따른 추력, 토크 및 소음을 측정하고, 단일 프로펠러에 대한 측정 데이터 및 예측 결과를 비교한다. 최종적으로, 제안된 기법을 이용하여 무인항공기 전 기체의 제자리비행 시 발생하는 공력 소음을 예측한다. 마지막으로, 전 기체의 소음을 보다 잘 예측하기 위하여 깃 통과 주파수가 실시간으로 변동하는 특징을 반영하기 위한 방안을 모색한다. 로터가 운용되는 분당회전수의 범위와 모터의 응답 속도를 이용해, 예측된 소음 신호를 단위 시간에 따라 re-sampling하여 무인항공기 소음의 주요 특징이 반영된 신호를 생성한다. 예측된 결과는 다시 제자리비행 상태에서 측정한 신호와 소음 레벨 및 주요 음질 인자의 관점에서 비교한다.

프로펠러 항공기에 대한 능동소음제어 적용과 음질 분석 연구

윤기섭 서울대학교 대학원 2018 국내박사

터보프롭 중형항공기 내부 소음은 톤 성분이 강한 저주파 성분으로 구성된 것으로 알려져 있는데, 점진적으로 높아지는 수요와 중요성에도 불구하고 여전히 높은 소음도로 인해 승객의 만족감이 높지 못한 것으로 알려져 있다. 또한 연구 방법에 대해 한 가지 연구 방법론 (수치해석적 연구 또는 실험적 연구)에 한정된 연구만이 진행되고 있어, 항공기 내부 소음을 개선하기 위한 근본적인 연구 또는 해결책이 부재하고 있는 상황이다. 따라서 본 연구에서는 차세대 운송 수단으로 주목받고 있는 터보프롭 중형항공기의 객실 내부의 음질을 개선하기 위한 기초 연구를 진행하며, 이를 위해 수치해석적 연구 방법과 실험적 연구 방법을 연계한 다학제간 연구를 진행한다. 전반부(2~3장)에서는 객실 내부 소음에 대한 공력 소음의 주도적 영향성을 확인하고자‘수치해석적 연구’를 진행한다. 이를 위해 먼저 2장에서는 공력 및 소음해석기법에 대한 신뢰성 검증을 진행한다. 검증을 위해 NASA에서 개발한 터보프롭용 프로펠러 SR-3를 사용하며, 공력 해석 기법 검증을 수행한 후 소음 해석 기법 검증을 진행한다. 공력 해석 기법 검증을 위해 등와선도 후류 모델과 곡선와류요소를 적용한 자유 후류 와류 격자 기법을 사용하며, 최종적으로 계산된 공력 성능과 (이전 연구에서) 실험적으로 측정된 공력 계수값들 간의 비교를 통해 공력 해석 기법 검증을 수행한다. 소음 해석 기법 검증을 위해서는 음향상사법을 사용한다. 소음도를 산출하기 위해서 공력 성능 계산 결과를 활용하며, 최종적으로 산출된 소음도 값과 (이전 연구에서) 실험적으로 측정된 소음데이터 간의 비교를 통해 소음 해석 기법 검증을 수행한다. 다음으로 3장에서는 객실 내부의 소음 예측을 통한 공력 소음의 내부 소음에 대한 영향성을 확인하기 위해 2장에서 검증한 해석기법은 물론 동체 내부 소음 예측 모델을 사용한다. 이를 통해 BPF 성분이 포함된 주파수 영역에 대해 1/3 옥타브 밴드 스펙트럼 데이터를 계산하며, 최종적으로 실제 운항 시 측정된 소음데이터와의 비교 및 분석을 수행한다. 후반부(4~6장)에서는 객실 내부 소음에 대해 능동소음제어기법을 적용함으로써 얻을 수 있는 불쾌감 저감 효과를 확인하기 위한 ‘실험적 연구’를 진행한다. 먼저 4장에서는 객실 내부 소음에 대한 인지적 특성을 심리음향학적 인자의 인지 한계점을 측정함으로써 확인한다. 실험 결과를 통해 객실 내부 소음의 주파수 대역에 대한 민감도를 분석하며, 능동소음제어기법을 적용할 때 고려할 수 있는 여러 경우에 대한 분석을 진행한다. 다음으로 5장에서는 능동소음제어기법을 적용하여 실질적으로 얻을 수 있는 소음 저감 효과를 확인한다. 이를 위해 소프트웨어는 물론이고 하드웨어를 직접 디자인하는 과정을 수행하며, 적절한 위치에 제어장치를 배치하기 위해 실험 공간에 대한 모드 분석을 수행한다. 최종적으로, 시스템의 복잡도에 따른 능동소음제어효과를 확인하며, 4장에서 도출된 실험 결과와 연계하여 결과 분석을 진행한다. 마지막으로 6장에서는 능동소음제어기법을 적용함으로써 얻을 수 있는 불쾌감 저감 효과를 심리음향학적 인자와 불쾌감 간의 상관관계를 분석함으로써 확인한다. 청감 실험을 진행할 때, 실험자가 의도하지 않은 요소들에 의한 영향성을 최대한 배제하고 피험자 개개인의 특성을 실험 결과에 반영하기 위해 ‘master scale’을 사용하며, 심리음향학적 인자와 불쾌감 간의 상관관계를 정량화하기 위해 회귀 분석을 진행한다. 최종적으로 능동소음제어기법의 적용 효과를 심리음향학적 관점에서 분석하며, 6장까지 진행된 연구 결과를 통해 능동소음제어기법의 적용 방식과 향후 발전 방향에 대해 살펴본다.

Assessment of annoyance and its effective factors on human perception and response to aircraft noise

김규태 서울대학교 대학원 2012 국내박사

본 연구는 2003 ~ 2010년의 다양한 교통소음에 대한 소음성 불쾌감에 대한 연구의 일환으로 진행되던 인체위해성 연구에서, 항공기 소음에 대한 특수성을 연구 주제로 하였다. 설문조사는 75 지역에서 일대일 면접(face-to-face)방식으로 총 3216명을 대상으로 이루어졌으며, 소음도는 115지점에서 측정하였다. 소음성 불쾌감의 정도가 항공기소음, 철도소음, 도로교통소음 순으로, 특히 항공기소음을 주목하였다. 항공기 소음은 군용항공기와 민간항공기 소음으로 분류할 수 있는데, 이 둘을 비교한 결과, WECPNL 70 dB중심으로 소음성 불쾌감 반응이 서로 상반된 결과였다. 공항주변의 장기간 소음노출 자료에 의하면, 민간공항은 최대 소음도 WECPNL 86 dB, 군용 공항은 WECPNL 95 dB 이 노출되고 있다. WECPNL 70 dB 이상에서 군용항공기의 고소음이 절대적인 영향인자로 작용하여 군용 항공기의 소음에 의한 소음성 불쾌감을 높게 한 반면, WECPNL 70 dB 이하에서는 민간항공기 소음의 특성으로 인해 독특한 인체인지반응을 보이게 하였다. 청감실험결과, 민간항공기의 저주파 및 고주파 성분과 소음의 시간에 따른 변화를 피실험자들이 인지하여 이를 소음성 불쾌감으로 표시하였다. 즉 WECPNL 70 dB 이하에서는 민간항공기의 주파수 성분(sharpness), 변동성에 대한 인지(roughness)가 군용항공기에 비해 소음성 불쾌감에 영향을 크게 미친다는 것을 의미한다. 향후, 항공기소음의 영향평가에서는 기존의 소음도를 포함한 음향학적 인자와 음질평가인자를 추가적으로 고려하는 것이 항공기소음에 대한 인체위해성 측면을 적절하게 반영할 것이다. As a part of studies on community annoyance caused by long-term exposure of transportation noise from 2003 to 2010, the objective of this study is the specialty of aircraft noise. Social surveys of 3216 citizens were conducted through face-to-face for assessing the relationship between noise levels and annoyance response in 75 areas. Noise levels were measured by self- measurements using portable sound level meters and made the best use of airport noise monitoring system in 115 points. The descending order on %HA is the annoyance of aircraft, railway and road traffic noise. It is noticeable that the highest %HA is aircraft noise response. In the comparison of Exposure-response relationship, a considerable difference was found in annoyance responses between military aircraft and civil aircraft. Trend of he curves turned to be reversed around WECPNL 70 dB. The data of the long-term exposure in vicinity of the civilian and military airports show that the noise level regions for aircraft types are different. The maximum noise level for civilian and military airport are WECPNL 86 dB and more than 95 dB. Due to the peak noise level of each aircraft, the annoyance caused by military aircraft noise is higher than that by civil aircraft noise. The jury test of short-term annoyance shows that the sound characteristics of civilian aircraft lead to the higher annoyance rating than that of military aircraft in region of lower than WECPNL 70 dB. The differential response to the noise can be explained by noise level, the frequency component, the perception of sound variability. Those factors are Laeq, Lmax, sharpness, roughness. Henceforth, the additional consideration on acoustical and sound quality factors will reflect more properly the annoyance on the aircraft noise in the vicinity of major airports.

Decentralized Formation Flight Control Design and Implementation

마하무드 알샤드 경상대학교 대학원 2015 국내박사

한 대의 값비싼 항공기가 할 수 없는 일들이 종종 발생한다. 하지만 여러 대의 값싼 항공기들의 협업을 통해 한 대의 값비싼 항공기가 할 수 없는 많은 일들이 가능해질 수 있다. 다만, 한 가지 좋지 않은 소식은 항공기들의 협업은 기존에 없던 수많은 제어 문제들을 야기한다는 사실이다. 이 논문은 다수의 항공기들을 제어함에 있어 발생하는 많은 문제들 중 군집비행제어기 설계에 대한 것이다. 군집비행제어기 설계에는 크게 두 가지 방법(중앙집중형과 분산형)이 있다. 비록 중앙집중형 방법이 몇 가지 장점이 있다하더라도, 이 방법은 항공기들 간 정보를 주고 받는 구조가 강건하지 않다. 이 구조는 네트워크 상의 모든 정보가 한 대의 중앙항공기로 집중되어 처리되기 때문에 이 중앙항공기가 오작동하는 순간 전체적인 군집비행제어가 실패하기 때문이다. 따라서, 본 논문은 중앙집중형이 아닌 분산형 군집제어기 설계기법을 중점적으로 연구한다. 첫째로 선형시스템으로 표현되는 다수의 항공기들의 군집비행제어기 설계기법을 다룬다. 여기서는 군집비행 시 발생하는 여러 실제적인 문제들(충돌회피, 시간지연 등)은 고려하지 않는다. 이 첫번째 군집비행제어를 위해 먼저 항공기들 사이의 통신구조(네트워크 토폴로지)를 항공기간 상대거리를 기반으로한 그래프이론의 라플라시안으로 정의하고, 이 라플라시안을 직접적으로 사용한 군집비행제어기를 설계한다. 이 군집비행제어기 설계변수 중의 일부는 선형행렬부등식을 풀어 구하게 되고, 이렇게 설계된 제어기는 군집비행의 안정성을 이론적 및 수치적으로 보장하며 원하는 군집형태로의 전환을 가능하게 한다. 이 첫번째 제어기는 여러가지 형태로 발전될 수 있는데, 먼저 피드백 선형화를 통해 비선형 항공기(쿼드콥터 등)들의 군집비행에 적용된다. 이 적용법은 기존의 적용법들에 비해 상대적으로 단순해 적은 제어입력과 계산량이 요구된다. 본 논문은 기존의 적용법과 실제 수치적인 비교를 통해 본 적용법의 실용성을 입증했다. 첫번째 제어기의 또 다른 발전된 형태는 (비선형)항공기 네트워크 상에 리더가 존재하는 경우의 군집비행제어이다. 여기서 리더는 타 항공기들의 영향을 받지 않고 자신이 스스로 만들어내는 항로를 따라 비행하는 항공기를 말하며, 이러한 상황에서의 군집비행제어라함은 타 항공기들이 일정한 군집형태를 이루며 이 리더 항공기를 따라가게 하는 것을 의미한다. 본 논문에서는 이러한 형태의 군집비행제어 역시 가능함을 보인다. 최초 제안된 군집비행제어기는 실제적으로 중요한 충돌회피를 고려한 군집비행도 가능하도록 발전된다. 이를 위해 에지-텐션(edge-tension) 함수가 정의되고, 이를 이용해 최초 제어기에 사용된 라프라시안과 유사한 행렬의 각 요소를 직접적으로 변화시키면서 군집비행제어를 수행한다. 기존의 잠재 함수(potential function)가 아닌 본 논문에서 제안한 에지-텐션 함수를 이용하여, 최초 제안된 군집비행제어기에 충돌회피를 위한 제어입력을 더하는 단순한 형태의 제어를 통해 잠재 함수를 충돌회피에 적용하면서 통상적으로 발생되는 문제들도 동시에 해결한다. 이 충돌회피를 고려한 군집비행제어기는 리더가 있는 항공기 네트워크에도 성공적으로 적용되었다. 다양한 군집비행 시나리오에 대한 제어기설계 예제들과 더불어, 설계된 제어기를 실제 쿼드콥터의 군집비행에 적용한 사례도 보임으로서, 본 논문에서 제안한 군집비행제어기들의 실용적 가치를 입증하였다. 마지막으로, 본 논문은 논문에서 수행한 연구들에 대한 몇 가지 의견과 향후 발전 방향을 제시하였다.

Performance Evaluation of Thermal Error Compensation and Heat Generation Control System on Machine Tool Feed Drive

허철수 경상대학교 대학원 2014 국내박사

공작기계는 제조업의 기반이고 한 나라의 공작기계 제조기술이 그 나라 산업의 발전정도를 나타내는 매우 중요한 기술로 평가되고 있다. 기계부품 제조 가공기술이 점점 발전되는 오늘날 기계부품의 정밀도와 생산성 향상 요구가 점점 높아지고 있다. 공작기계가 수치제어 방식으로 발전되면서 이송장치의 위치제어가 중요시될 수밖에 없었다. 정밀 가공부품 오차의 주요한 원인은 공작기계에서 발생하고 있으며, 공작기계의 오차는 기하학적 오차, 절삭관련 오차 및 열 오차 등이며, 연구자들은 정밀 가공부품에서 40-70%의 오차는 열로 인해 생긴 것이라고 규명하였다. 열 오차 중에서도 공작기계 이송부의 열 오차는 정밀 가공품의 치수와 직접적인 관련이 있으며 부품의 치수오차 발생의 주요 원인이다. 하여 본 논문에서는 열 에러 보상 및 발열부 제어기술을 이용하여 고정도 공작기계 이송장치의 성능 향상에 관한 연구를 진행하였다. 기존 공작기계 이송시스템의 열 모델 및 열 보상 시스템에 관한 연구는 활발히 진행되고 있지만 개발된 오차 보상 시스템은 실제 이송위치 또는 온도분포의 정밀 계측을 기반으로 진행되고 있는 현황이다. 기존의 대부분 공작기계 이송시스템 에러보상에 관한 연구는 번거로운 물리적 모델과 수학적 모델이 필요하며 대량의 온도변화의 피드백을 받아서 모델을 보완해야 하므로 실제 공작기계에 적용하기 어렵다. 본 논문에서는 유한요소 모델을 기반으로 온도 또는 이송위치의 피드백이 필요 없이 이송장치의 위치결정 오차를 보상할 수 있는 시스템을 개발하였다. 또한 실제 실험을 통하여 개발된 열 에러 보상 시스템의 위치결정도 예측 정확성을 검증하였다. 본 논문에서는 공작기계 이송장치의 열 오차 감소할 수 있는 다른 한가지 방법인 발열부 제어기술을 제안하였다. 공작기계 이송장치에서 볼 스크류 너트와 베어링이 주요한 열원으로 판단되며 이에 대한 직접적인 제어가 필요하다. 이에 대비하여 본 논문에서는 중공축 강제 공기냉각 장치와 너트 강제 공기냉각 장치를 개발하여 볼 스크류 이송장치에 적용하였다. 이러한 발열부 제어기술이 적용되면 이송장치 시스템이 열 평형에 도달하여 발열로 인한 위치결정도 오차를 제어할수 있다. 또한 실제 실험을 통하여 공작기계 이송장치 발열부 제어기술의 성능을 검증하였다.

Study on Simulation Method of Thermal Error Compensation System for a Ball Screw Feed Drive

양용군 경상대학교 대학원 2015 국내석사

공작기계는 기계를 만드는 장치로서 자동차, 반도체, 항공우주산업 등 대다수 산업에서 많이 사용되고 있고 특히 제조업에서 중요한 기반이기도 하다. 따라서 공작기계의 제조기술이 한 나라의 제조산업의 발전정도를 나타낼수 있는 중요한 기술로 평가되기도 한다. 기계부품 제조가공기술이 점점 발전되는 현재 기계부품의 정밀도와 생산력 향상 수요가 점점 높아지고 있다. 이송장차의 위치제어가 갈수록 중요해지고 있는 지금 정밀 가공부품에서의 오차가 빈번히 발생하고 있다. 그중 주요한 원인은 공작기계에서 발생하고 있다. 비록 공작기계의 오차는 기하학적 오차, 절삭관련 오차 및 열 오차 등이지만 연구자들은 정밀 가공부품에서 40-70%의 오차는 열로 인해 생긴 것이라고 증명하였다. 열 오차 중에서도 공작기계 이송부의 열 오차는 정밀 가공품의 치수와 직접적인 관련이 있으며 부품의 치수오차 발생의 주요 원인이다. 하여 본 논문에서는 열 에러 보상 기술을 이용하여 고정도 공작기계 이송장치의 성능 향상에 관한 연구를 진행하였다. 기존 공작기계 이송시스템의 열 모델 및 열 보상 시스템에 관한 연구는 활발히 진행되고 있지만 개발된 오차 보상 시스템은 실제 이송위치 또는 온도분포의 정밀 계측을 기반으로 진행되고 있는 현황이다. 기존의 대부분 공작기계 이송시스템 에러보상에 관한 연구는 번거로운 물리적 모델과 수학적 모델이 필요하며 대량의 온도변화의 피드백을 받아서 모델을 보완해야 하므로 실제 공작기계에 적용하기 어렵다. 본 논문에서는 유한요소 모델을 기반으로 온도 또는 이송위치의 피드백이 필요 없이 이송장치의 위치결정 오차를 보상할 수 있는 시스템을 개발하였다. 또한 실제 실험을 통하여 개발된 열 에러 보상 시스템의 위치결정도 예측 정확성을 검증하였다.

적합직교분해기법과 자동기계학습을 이용한 최적화 프레임워크 구축 및 항공기 날개 다분야통합최적설계 적용

김영상 경상국립대학교 대학원 2023 국내박사

A Study on the construction of an optimization framework using Proper Orthogonal Decomposition and Automatic machine learning for the problem of Multi-disciplinary integrated optimal design of aircraft wing was performed. The coupling between different disciplines for Multi-disciplinary Optimization greatly increases the complexity of a computational framework, while at the same time increasing CPU time and memory usage. To overcome these difficulties, first, Proper Orthogonal Decomposition and Radial Basis Function were used to generate a reduced-order model from the data for initial experimental points. Second, analysis results for additional experimental points were predicted using the reduced-order model. Third, using automated machine learning, surrogate models for the objective and constraint functions were obtained from the analysis results at the initial and additional experimental points. Last, optimization was performed using the surrogate models for the objective and constraint functions. As an example, the Multi-disciplinary Optimization problem of determining the thicknesses of the composite lamina and sandwich core when the composite sandwich structure was used as an aircraft wing skin material was analyzed.

Improved Probabilistic Design Process for Advanced Air Mobility with Technology Portfolio Assessment

임대진 서울대학교 대학원 2023 국내박사

Within the last several decades, breakthroughs in multiple disciplines of aircraft technology and design have paved the way to the advent of a novel aircraft system that is collectively referred to as advanced air mobility these days. Specifically, the increasing maturity of electrified propulsion technologies is one of the most powerful drivers for various configurations for advanced air mobility and its possible operation in urban areas. The novelty of advanced air mobility makes it difficult to use historical data accumulated during over half of a century in the earlier design phase where numerous iterative processes are carried out to derive design requirements and initial sizing layout and information as a starting point of the design. Therefore, a physics-based design approach is necessary for the initial sizing of advanced air mobility and the conceptual design has become more significant. In efforts to derive a more reliable and credible design for advanced air mobility, the improvements in two primary tasks in the conceptual design phase were achieved with the use of the statistical and probabilistic methodology in this study. The first task is “technology assessment” to list up available technologies and decide which technology portfolio could bring the success of aircraft development with the maximum effectiveness and the minimum cost increasement. Presented is an uncertainty-based technology portfolio assessment framework based on mathematical formulations that are more realistic and practical in addition to taking into account the interaction between technologies and uncertainties associated with the impact of technologies and the surrogate model itself. This method possibly enables elevating the level of knowledge in the conceptual design phase, which eventually leads to a reduction of the number of iterative design feedbacks and committed cost for the life cycle of the advanced air mobility. The second task is “sizing” to obtain overall dimension and weight distribution for the further design phases. Not only was presented a deterministic sizing framework for advanced air mobility firstly, but uncertainties from physical geometric parameters and simplified mathematical analysis modules were also identified and imposed into the sizing framework with Monte Carlo simulation. The expansion to uncertainty-incorporated sizing allows securing a proper buffer or margin in sizing result, and allows understanding the system response to the uncertainties in the earlier design phase, which makes decision-makers prepare for the next design phase. Both improved frameworks were demonstrated on a hypothetical advanced air mobility of vertical take-off and landing configuration with full electric propulsion system, respectively. The demonstrations showed the validity of the presented frameworks providing ways for utilization and interpretation of their application consequences. Both uncertainty-based frameworks for technology portfolio assessment and sizing of advanced air mobility are platform-agnostic frameworks that are applicable to various aircraft development programs. Hence, the base philosophy of the frameworks can be shared broadly. 지난 수십 년 동안, 항공기의 여러 학제에서 성취한 획기적인 기술발전으로 오늘날 미래항공 모빌리티로 통칭되는 새로운 항공 시스템이 출현하였다. 특히, 전기동력 추진기술의 성숙도 향상은 미래항공 모빌리티의 다양한 형상과 도심 지역에서의 운용을 가능하게 만든 가장 강력한 요인 중 하나이다. 미래항공 모빌리티의 새로운 특성은 항공기 설계의 시작점인 초기 설계단계에서 지난 반세기 동안 축적된 과거 데이터를 사용하는데 어려움을 유발한다. 따라서 미래항공 모빌리티의 초기 사이징은 물리이론 기반의 설계 접근법을 요구하고, 이와 동시에 개념설계단계의 중요성이 이전에 비해 더욱 상승하였다. 신뢰성 있는 미래항공 모빌리티 설계결과를 도출하기 위한 노력의 일환으로, 본 연구에서는 통계적, 확률론적 방법론을 접목시켜 개념설계단계에서 다뤄지는 중요한 두 가지 주요 업무를 개선하였다. 첫 번째는 효용 최대화와 비용 최소화로 항공기 개발을 성공으로 이끌 기술 포트폴리오를 결정하는 "기술평가" 업무이다. 본 연구에서 제시된 불확실성 기반 기술 포트폴리오 평가 프레임워크는 기술 간의 상호 작용과 기술 효과 예측에서 개선된 수학모델을 수립하였다. 또한 근사모델에 존재하는 불확실성을 고려하여 보다 현실적이고 실용적인 결과를 도출할 수 있다. 이 방법론을 통해 개념설계단계에서 의사결정에 필요한 정보 및 지식 수준을 높일 수 있으며, 이는 결과적으로 미래항공 모빌리티의 개발비용과 반복적인 설계 피드백 횟수를 줄일 수 있다. 두 번째는 상세설계단계를 위해 초기에 전반적인 형상과 중량 분포를 계산하는 "사이징"이다. 본 연구에서는 미래항공 모빌리티 설계를 위한 결정론적 사이징 프레임워크를 우선 제시하고, 이를 기반으로 하여 형상변수와 단순화된 수학적 해석 모듈에 존재하는 불확실성을 몬테카를로 시뮬레이션을 통해 사이징 프레임워크에 반영하였다. 불확실성을 고려한 사이징은 사이징 결과에 적절한 설계여유를 확보하고, 초기설계단계에서 불확실성에 대한 시스템의 반응을 이해할 수 있도록 하여 의사 결정론자가 이후 설계단계를 준비하는데 도움이 될 수 있다. 두 가지 개선된 프레임워크는 전기동력 수직이착륙기 형태의 가상의 미래항공 모빌리티 설계에 적용되었다. 예제 프로젝트는 제시된 두 방법론의 적용 및 결과분석에 대한 예제로서 이를 통해 방법론의 유효성을 확인할 수 있다. 불확실성 기반의 기술 포트폴리오 평가 프레임워크와 미래항공 모빌리티 사이징 프레임워크 두 가지 모두 범용적인 방법론으로서 제시된 예제뿐만 아니라 다양한 항공기 개발 프로그램에 적용할 수 있다.