항공기 설계 프로세스

Aircraft design process
풍동에서의 AST 모델

항공기 설계 프로세스는 강력하고 경량적이며 경제적인 항공기를 생산하기 위해 경쟁적이고 요구 사항이 많은 요건을 균형 있게 조정하고 항공기의 설계 수명을 안전하게 비행할 수 있을 만큼 충분히 신뢰할 수 있는 방법을 사용한다. 일반적인 엔지니어링 설계 프로세스와 유사하지만 더 정확하다. 이 기법은 높은 수준의 구성 트레이드오프, 분석과 시험의 혼합물 및 구조물의 모든 부분의 적절성에 대한 상세 검사를 포함하는 반복성이 높다. 일부 항공기의 경우 설계 프로세스는 국가 내공성 당국에 의해 규제된다.

이 기사는 비행기와 헬리콥터 설계와 같은 동력 항공기를 다룬다.

설계 제약 조건

목적

설계 프로세스는 항공기의 의도된 목적에서 시작한다. 상업용 여객기는 고속 기동 훈련을 수행하고 지상 부대를 근접 지원하도록 설계되어 있어 여객 또는 화물 적재량, 장거리 및 더 큰 연비를 탑재할 수 있다. 어떤 항공기는 특정한 임무를 가지고 있다. 예를 들어, 수륙양용 비행기는 육지와 물 모두에서 운항할 수 있는 독특한 설계를 가지고 있고, 해리어 점프 제트기와 같은 일부 전투기는 VTOL(수직 이착륙) 능력을 가지고 있으며, 헬리콥터는 일정 기간 동안 지역을 맴돌 수 있는 능력을 가지고 있다.[1]

그 목적은 영국 항공부 규격의 역사적 사례와 같이 특정 요건을 충족시키거나, 인식된 "시장의 틈새" 즉, 아직 존재하지 않지만 상당한 수요가 있을 수 있는 항공기의 종류나 설계를 충족시키는 것일 수 있다.

항공기 규정

설계에 영향을 미치는 또 다른 중요한 요소는 새로운 항공기 설계에 대한 형식 인증 취득 요건이다. 이 요건은 미국 연방항공청, 유럽항공안전청 등 주요 국가 내공성 당국에 의해 발표된다.[2][3]

예를 들어 공항은 기존 항공기에 허용되는 최대 날개 폭은 80m(260ft)로 비행 중 항공기 간의 충돌을 방지하기 위해 항공기에 제한을 가할 수 있다.[4]

금융요인과 시장

예산 한계, 시장 요건 및 경쟁은 설계 프로세스에 제약을 두며 환경 요인과 함께 항공기 설계에 대한 비기술적 영향을 구성한다. 경쟁은 성능을 저하시키지 않고 새로운 기술과 기술을 통합하지 않고 설계 효율성 향상을 위해 노력하는 기업들로 이어진다.[5]

1950년대와 60년대에는 달성할 수 없는 프로젝트 목표가 정기적으로 세워졌으나, 그 후 포기된 반면, 오늘날 보잉 787과 록히드 마틴 F-35와 같은 말썽 많은 프로그램들은 예상보다 훨씬 더 많은 비용이 들고 발전이 복잡하다는 것을 증명했다. 보다 진보된 통합 설계 도구가 개발되었다. 모델 기반 시스템 엔지니어링은 잠재적으로 문제가 될 수 있는 상호작용을 예측하는 반면, 컴퓨터 분석과 최적화를 통해 설계자는 프로세스 초기에 더 많은 옵션을 탐색할 수 있다. 엔지니어링과 제조의 자동화를 늘리면 더 빠르고 저렴한 개발이 가능하다. 재료에서 제조로 기술이 발전함에 따라 다기능 부품과 같은 보다 복잡한 설계 변형이 가능해졌다. 일단 설계나 제작이 불가능해진 이 제품들은 이제 3D 프린팅이 가능하지만, Northrop Grumman B-21이나 재결합된 A320neo와 737 MAX와 같은 애플리케이션에서는 아직 효용성을 입증하지 못했다. 에어버스와 보잉사도 차기 여객기 세대는 이전 세대보다 더 많은 비용이 들 수 없다는 경제적 한계를 인정하고 있다.[6]

환경요인

항공기 수의 증가는 또한 탄소 배출량이 더 많다는 것을 의미한다. 환경 과학자들은 항공기와 관련된 주요 오염, 주로 소음과 방출에 대해 우려의 목소리를 냈다. 항공기 엔진은 역사적으로 소음 공해를 유발하는 것으로 악명이 높았으며 이미 혼잡하고 오염된 도시에 대한 항공로의 확장은 많은 비난을 받아왔기 때문에 항공기 소음에 대한 환경 정책을 수립할 필요가 있었다.[7][8] 기류 방향이 바뀌는 기체에서도 소음이 발생한다.[9] 개선된 소음 규제로 인해 설계자들은 더 조용한 엔진과 에어프레임을 만들 수밖에 없었다.[10] 항공기의 배출에는 미립자, 이산화탄소(CO2), 아황산가스(SO2), 일산화탄소(CO), 질산염의 다양한 산화물 및 미연소 탄화수소가 포함된다.[11] 오염과 싸우기 위해, ICAO는 1981년에 항공기 배출을 통제하는 권고안을 마련했다.[12] 더 새롭고 환경 친화적인 연료가[13] 개발되었고 제조에 재활용 가능한 물질을[14] 사용하는 것이 항공기로 인한 생태학적 영향을 줄이는 데 도움이 되었다. 환경 제한은 비행장 호환성에 영향을 미친다. 세계의 공항들은 특정 지역의 지형에 맞게 지어졌다. 공간 제한, 포장 설계, 활주로 끝 안전 구역 및 공항의 고유한 위치는 항공기 설계에 영향을 미치는 공항 요인 중 일부다. 그러나 항공기 설계의 변화는 비행장 설계에도 영향을 미친다. 예를 들어, 최근 슈퍼점보 에어버스 A380과 같은 새로운 대형 항공기(NLA)의 도입으로 인해 전세계 공항들은 공항의 대형 규모와 서비스 요건을 수용하기 위해 시설을 재설계하게 되었다.[15][16]

안전

고속, 연료 탱크, 순항 고도에서의 대기 상태, 자연 위험(폭풍, 우박, 새의 타격)과 인간의 실수는 항공 여행에 위협을 주는 많은 위험들 중 하나이다.[17][18][19]

내공성은 항공기가 비행하기에 적합하다고 판단되는 표준이다.[20] 감항성에 대한 책임은 국가 항공 규제 기관, 제조업체 및 소유자와 운영자에게 있다.[citation needed]

국제민간항공기구는 국가 당국이 그들의 규제에 근거해야 하는 국제 표준과 권고안을 정하고 있다.[21][22] 국가 규제 당국은 내공성 기준을 정하고, 제조업체와 운영자에게 증명서를 발급하며, 인사 훈련의 기준을 정한다.[23] 미국 연방항공청(Federal Aviation Administration), 인도 DGCA(Directate General of Civil Aviation, DGCA) 등 모든 국가가 자체 규제 기구를 갖고 있다.

항공기 제조업체는 항공기가 기존 설계 표준을 충족하는지 확인하고, 운용 제한사항과 유지보수 일정을 정의하며, 항공기 운용 수명 전반에 걸쳐 지원과 유지보수를 제공한다. 항공 사업자는 여객 및 화물 여객기, 공군 및 민간 항공기의 소유주 등이다. 그들은 규제 기관에서 정한 규정을 준수하고, 제조업체가 지정한 항공기의 한계를 이해하며, 결함을 보고하고, 제조자가 내공성 표준을 준수하도록 돕기로 동의한다.[citation needed]

요즘 디자인 비평의 대부분은 내충돌성에 기반을 두고 있다. 감항성에 가장 큰 주의를 기울였음에도 불구하고 사고는 여전히 발생한다. 충돌성은 항공기가 사고에서 살아남는 방법에 대한 정성적 평가다. 주요 목표는 승객이나 귀중한 화물을 사고로 인한 피해로부터 보호하는 것이다. 여객기의 경우 가압된 동체의 응력 피부는 이러한 특징을 제공하지만, 코나 꼬리가 부딪힐 경우 큰 굽힘 순간들이 동체를 관통하여 쌓이게 되어 껍질에 골절을 일으켜 동체가 더 작은 부분으로 갈라지게 된다.[24] 그래서 여객기는 프로펠러 근처, 엔진 나셀 언더캐리지 등과 같이 사고가 발생할 가능성이 있는 구역에서 좌석 배치가 멀리 떨어져 있도록 설계된다.[25] 객실 내부에는 객실압력 상실이 발생할 경우 떨어지는 산소마스크, 잠금식 수하물칸, 안전벨트, 구명조끼, 비상문, 야광바닥 스트립 등 안전기능도 갖춰져 있다. 항공기는 비상수상 착륙을 염두에 두고 설계되는 경우가 있는데, 예를 들어 에어버스 A330은 '디칭(ditching)' 스위치를 통해 항공기 아래의 밸브와 개구부를 닫아 물 유입을 늦춘다.[26]

설계 최적화

항공기 설계자는 일반적으로 설계의 모든 제약조건을 고려하여 초기 설계를 거칠게 한다. 역사적으로 설계 팀은 소규모였으며, 대개 모든 설계 요건과 목표를 알고 그에 따라 팀을 조정하는 수석 설계자가 이끌었다. 시간이 지날수록 군용기와 항공기의 복잡성도 커졌다. 현대의 군사 및 항공사 설계 프로젝트는 규모가 너무 커서 모든 설계 측면은 서로 다른 팀들에 의해 태클되어지고 그 후에 하나로 합쳐진다. 일반 항공에서는 많은 수의 경비행기가 아마추어 취미 활동가들과 애호가들에 의해 설계되고 만들어진다.[27]

항공기의 컴퓨터 지원 설계

MATLAB에서 모델링된 항공기의 외부 표면

항공기 설계 초기에 설계자들은 일반적으로 많은 실험과 함께 설계 프로세스에 들어가는 다양한 엔지니어링 계산을 수행하기 위해 분석 이론을 사용했다. 이러한 계산은 노동집약적이고 시간이 많이 소요되었다. 1940년대에 몇몇 엔지니어들이 계산 과정을 자동화하고 단순화하는 방법을 찾기 시작했고 많은 관계와 반감기적인 공식들이 개발되었다. 단순화 후에도 계산은 계속 광범했다. 컴퓨터의 발명으로 엔지니어들은 계산의 대다수가 자동화될 수 있다는 것을 깨달았지만, 설계 시각화 부족과 관련된 엄청난 양의 실험이 항공기 설계 분야를 정체시켰다. 프로그래밍 언어가 증가하면서 엔지니어는 이제 항공기 설계에 맞춘 프로그램을 작성할 수 있게 되었다. 원래 이것은 메인프레임 컴퓨터로 이루어졌으며 사용자가 언어를 유창하게 구사하고 컴퓨터의 구조를 알아야 하는 낮은 수준의 프로그래밍 언어를 사용했다. 개인용 컴퓨터의 도입과 함께, 디자인 프로그램들은 보다 사용자 친화적인 접근법을 채택하기 시작했다.[28][failed verification]

설계 측면

항공기 설계의 주요 측면은 다음과 같다.

  1. 공기역학
  2. 추진
  3. 컨트롤
  4. 미사
  5. 구조

모든 항공기 설계는 설계 임무를 달성하기 위해 이러한 요소들의 절충을 포함한다.[29]

날개 디자인

참고 항목: 날개 구성

고정익 항공기의 날개는 비행에 필요한 양력을 제공한다. 날개 기하학은 항공기 비행의 모든 측면에 영향을 미친다. 날개 영역은 일반적으로 원하는 정지 속도로 지정되지만 평면형식의 전체적인 형태와 기타 세부 측면은 날개 배치 인자의 영향을 받을 수 있다.[30] 날개는 높은 위치, 낮은 위치, 중간 위치의 기체에 장착할 수 있다. 날개 설계는 종횡비, 테이퍼비, 스윕백각, 두께비, 단면 종단, 세척 및 강하와 같은 많은 매개변수에 따라 달라진다.[31] 날개의 단면 형태는 에어포일이다.[32] 날개 구조는 공기포일 모양을 규정하는 늑골에서 시작한다. 갈비는 나무, 금속, 플라스틱 또는 심지어 복합 재료로 만들어질 수 있다.[33]

날개는 기동 및 대기 돌풍에 의해 부과되는 최대 하중을 견딜 수 있도록 설계하고 시험해야 한다.

동체

주요 기사: 동체

동체는 조종석, 객실 또는 화물칸을 포함하는 항공기의 부분이다.[34]

추진

풍동 시험 중인 항공기 엔진
주요 기사: 항공기 엔진

항공기 추진력은 특별히 설계된 항공기 엔진, 개조된 자동차, 오토바이 또는 스노우모빌 엔진, 전기 엔진 또는 심지어 인간의 근력에 의해서도 달성될 수 있다. 엔진 설계의 주요 매개변수는 다음과 같다.[35]

  • 사용 가능한 최대 엔진 스러스트
  • 연료 소모
  • 엔진 질량
  • 엔진 기하학

엔진에 의해 제공되는 추력은 크루즈 속도에서 드래그의 균형을 맞춰야 하며 가속이 가능하도록 드래그보다 커야 한다. 엔진 요건은 항공기 유형에 따라 다르다. 예를 들어, 상업용 여객기들은 크루즈 속도에 더 많은 시간을 소비하고 엔진 효율을 더 필요로 한다. 고성능 전투기는 매우 높은 가속도를 필요로 하므로 추력 요구사항이 매우 높다.[36]

무게

주요 기사: 항공기총중량

항공기의 무게는 공기역학, 구조, 추진 등 항공기 설계의 모든 측면을 하나로 연결하는 공통 요인이다. 항공기의 중량은 빈 무게, 적재량, 유용한 하중 등과 같은 다양한 요소에서 도출된다. 다양한 중량을 사용하여 전체 항공기의 질량 중심을 계산한다.[37] 질량의 중심은 제조업체가 설정한 정해진 한계 내에 맞아야 한다.

구조

항공기 구조는 강도, 탄성성, 내구성, 내구성, 내손성, 안정성뿐만 아니라 고장 안전성, 부식 저항성, 유지성 및 제조 용이성에도 초점을 맞춘다. 구조물은 실내 가압, 난류, 엔진 또는 로터 진동에 의해 발생하는 응력을 견딜 수 있어야 한다.[38]

설계 프로세스 및 시뮬레이션

모든 항공기의 설계는 3단계로[39] 시작한다.

개념설계

Bréguet 763 Dux-Ponts 개념 설계

항공기 개념 설계는 필요한 설계 규격을 충족하는 다양한 가능한 구성을 스케치하는 것을 포함한다. 설계자는 일련의 구성을 그려 모든 요건을 만족스럽게 충족하는 설계 구성에 도달하는 것은 물론 공기역학, 추진, 비행 성능, 구조 및 제어 시스템과 같은 요소와 협력한다.[40] 이를 설계 최적화라고 한다. 동체 형태, 날개 구성 및 위치, 엔진 크기 및 유형과 같은 기본적인 측면은 모두 이 단계에서 결정된다. 위에서 언급한 것과 같은 설계 제약조건은 이 단계에서도 모두 고려된다. 최종 제품은 설계자와 기타 설계자가 검토할 수 있도록 종이 또는 컴퓨터 화면에 항공기 구성을 개념적으로 배치한 것이다.

예비 설계 단계

개념 설계 단계에서 도달한 설계 구성은 그 후 설계 매개변수에 맞게 수정 및 개조된다. 이 단계에서는 풍동 시험과 항공기 주위의 유량장에 대한 계산 유체 동적 계산이 수행된다. 주요 구조 및 제어 분석도 이 단계에서 이루어진다. 공기역학적 결함과 구조적 불안정성이 수정되고 최종 설계가 작성 및 마무리되는 경우. 그리고 설계의 최종화 후에 제조자나 개인이 항공기 생산을 실제로 진행할 것인지 여부를 설계할 때 중요한 결정이 내려진다.[41] 이 시점에서 비행과 성능은 완벽히 가능하지만 경제적으로 생존할 수 없기 때문에 여러 설계가 생산에서 제외되었을 수 있다.

상세설계 단계

이 단계는 단순히 제조할 항공기의 제작 측면을 다룬다. 갈비뼈, 첨탑, 단면 및 기타 구조 요소의 개수, 설계 및 위치를 결정한다.[42] 모든 공기역학, 구조, 추진, 제어 및 성능 측면은 이미 예비 설계 단계에서 다루어졌으며 제조 단계만 남아 있다. 항공기용 비행 시뮬레이터도 이 단계에서 개발된다.

지연

일부 상업용 항공기는 개발 단계에서 상당한 일정 지연과 비용 남발을 경험했다. Examples of this include the Boeing 787 Dreamliner with a delay of 4 years with massive cost overruns, the Boeing 747-8 with a two-year delay, the Airbus A380 with a two-year delay and US$6.1 billion in cost overruns, the Airbus A350 with delays and cost overruns, the Bombardier C Series, Global 7000 and 8000, the Comac C919 with a four-year delay 그리고 4년 지연되어 결국 빈 무게 문제로 끝난 미쓰비시 지역 제트기.[43]

프로그램 개발

기존 항공기 프로그램은 기체를 스트레칭하고 MTOW를 증가시키며 공기역학을 향상시키고 새로운 엔진, 새로운 날개 또는 새로운 항전학을 설치함으로써 성능과 경제적 이득을 위해 개발될 수 있다. 마하 0.8/FL360에서 9,100nmi 장거리 범위의 경우, 10% 낮은 TSFC는 연료 13%, 10% 낮은 L/D 증가는 12%, 10% 낮은 OWE는 6%, 모든 조합은 28%[44]를 절약한다.

재엔진

제트 여객기
베이스 이전 엔진 제1편 다시 결합됨 신형 엔진 제1편
DC-8 슈퍼 60 JT3D 1958년 5월 30일 DC-8 슈퍼 70 CFM56 1982
보잉 737 오리지널 JT8D 1967년 4월 9일 보잉 737 클래식 CFM56 1984년 2월 24일
포커 F28 롤스로이스 스피 1967년 5월 9일 포커 100/70 롤스로이스 타이 1986년 11월 30일
보잉 747 JT9D/CF6-50/RB211-524 1969년 2월 9일 보잉 747-400 PW4000/CF6-80/RB211-524G/H 1988년 4월 29일
더글러스 DC-10 JT9D/CF6-50 1970년 8월 29일 MD-11 PW4000/CF6-80 1990년 1월 10일
더글러스 DC-9/MD-80 JT8D 1965년 2월 25일 MD-90 V2500 1993년 2월 22일
보잉 737 클래식 CFM56-3 1984년 2월 24일 보잉 737 NG CFM56-7 1997년 2월 9일
보잉 747-400 PW4000/CF6/RB211 1988년 4월 29일 보잉 747-8 GEnx-2b 2010년 2월 8일
에어버스 A320 CFM56/V2500 1987년 2월 22일 에어버스 A320neo CFM REAP/PW1100G 2014년 9월 25일
보잉 737 NG CFM56 1997년 2월 9일 보잉 737 맥스 CFM REAP 2016년 1월 29일
엠브라에르 E-제트 CF34 2002년 2월 19일 엠브라에르 E-Jet E2 PW1000G 2016년 5월 23일
에어버스 A330 CF6/PW4000/트렌트 700 1992년 11월 2일 에어버스 A330neo 트렌트 7000 2017년 10월 19일
보잉 777 GE90/PW4000/트렌트 800 1994년 6월 12일 보잉 777X GE9X 2020년 1월 25일

기체 스트레치

제트 여객기
베이스 기준 길이 제1편 늘어난 스트레치 길이 제1편
보잉 737-100 28.65m(94.00ft) 1967년 4월 9일 737-200 30.5m(100.2ft) 1967년 8월 8일
737-500/600 31.00–31.24m(101.71–180.49ft)
737-300/700 33.4–33.63m (1968.6–110.3ft)
737 MAX 7 35.56m(제곱.7ft)
737-400 36.40m(제곱.4ft)
737-800/MAX 8 39.47m(제곱.5ft)
737-900/MAX 9 42.11m(제곱.2ft)
737 MAX 10 43.80m(제곱.7ft) 2020년 계획
보잉 747-100/200/300/400 70.66m(231.8ft) 1969년 2월 9일 보잉 747SP 56.3m(제곱 피트) 1975년 7월 4일
보잉 747-8 76.25m(250.2ft) 2010년 2월 8일
보잉 757 47.3m(제곱 피트) 1982년 2월 19일 보잉 757-300 54.4m(제곱 피트)
보잉 767-200/ER 48.51m(제곱.2ft) 1981년 9월 26일 보잉 767-300/ER 54.94m(180.2ft)
보잉 767-400음.정말 61.37m(제곱.3ft)
보잉 777-200/ER/LR 63.73m(제곱.1ft) 1994년 6월 12일 보잉 777X-8 69.8m(제곱 피트)
보잉 777-300/ER 73.86m(242.3ft) 1997년 10월 16일
보잉 777X-9 76.7m(252ft) 2020년 1월 25일
보잉 787-8 56.72m (1968.08ft) 2009년 12월 15일 보잉 787-9 62.81m (1968.08ft) 2013년 9월 17일
보잉 787-10 68.28m(224ft) 2017년 3월 31일
에어버스 A300 53.61–54.08m (1968.9–180.4ft) 1972년 10월 28일 에어버스 A310 46.66m(제곱.1ft) 1982년 4월 3일
에어버스 A320(네오) 37.57m(123.3ft) 1987년 2월 22일 에어버스 A318 31.44m(제곱.1ft) 2002년 1월 15일
에어버스 A319(네오) 33.84m(제곱.0ft) 1995년 8월 25일
에어버스 A321(네오) 44.51m(제곱.0ft) 1993년 3월 11일
에어버스 A330-300/900 63.67m(제곱.9ft) 1992년 11월 2일 에어버스 A330-200/800 58.82m(제곱.0ft) 1997년 8월 13일
에어버스 A340-300 63.69m(제곱.0ft) 1991년 10월 25일 에어버스 A340-200 59.40m(제곱.9ft) 1992년 4월 1일
에어버스 A340-500 67.93m(제곱.9ft) 2002년 2월 11일
에어버스 A340-600 75.36m(247.2ft) 2001년 4월 23일
에어버스 A350-900 66.61m(218.5ft) 2013년 6월 14일 A350-1000 73.59m(241.4ft) 2016년 11월 24일

참고 항목

참조

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