항공기체기술사 제89회 기출문제

항공기에서 발생하는 공탄성학적 불안정성인 발산(Divergence)에 대해 설명하시오.

항공기 구조동역학에서 Hamilton 의 원리에 대하여 간단히 설명하시오.

항공기 구조의 진동모드가 복소수이면 모드가 실수일 때와 다른 점은 무엇인지 구조의 운동관점에서 설명하시오.

항공기의 병진운동(항법)을 설계할 때 항공기를 질점으로 모델링한다. 크기가 수십 m 에 이르는 대형 항공기를 질점으로 모델링해도 오차가 발생하지 않는 이유를 설명하시오.

항공법에서 요구하는 “부품등제작자증명(Parts Manufacturer Approval)”에 대하여 설명하시오.

항공기의 선형화된 횡방향 운동방정식에 의해 설명될 수 있는 3 가지 운동특성을 설명하시오.

형식증명의 “동등수준의 안전성 확인(Equivalent Safety Level of Safety Finding)"에 대하여 설명하시오.

비행기의 회전속도 VR 는 비행기가 활주로면 또는 수면과 접촉된 상태에서 비행기를 이륙시키기 위하여 조종하는 속도이다. 단발 육상비행기의 회전속도 VR 과 실속속도 VS1 와의 관계에 대하여 설명하시오.

어떤 날개의 0(영) 양력받음각이 - 1G이고, 받음각이 8G일 때, 얇은 날개이론(thin airfoil theory)에 의한 양력계수를 구하시오.

피토관을 이용하여 측정하는 아음속 항공기의 등가대기속도(EAS) VE 와 진대기속도 V (TAS)T를 설명하고, 상호관계를 설명하시오.

선형진동계에서 감쇠행렬 C 가 음한정일 때 계가 불안정함을 보이고, 이러한 계의 예를 설명하시오.

Kutta-Joukowski Theory 에 대해 간단히 설명하시오.

수직충격파 후의 압력, 밀도, 온도, 정체압력, 정체밀도, 정체온도의 변화를 설명하시오.

다음 그림과 같이 날개 끝에 연료탱크를 장착한 항공기 날개를 고려해 보자. 연료탱크는 각각 1000 kg 의 질량을 갖는다. 항공기 날개를 외팔보로 모델링할 수 있다면 날개의 고유진동수를 계산하시오. (단, 여기서 공기의 영향은 무시할 수 있으며, 보의 물리적 매개변수인 관성모멘트 I=5.2×10 − m4, 영계수 E =6.9×10 N /m2,l= 4 이다.)

다음과 같은 상태방정식으로 표시되는 항공시스템의 전달함수를 구하시오. ˙ (t = 0 u (t ) [ 1 y()=[1 3]xt)

날개 설계시 고려할 수 있는 다음 각 내용들을 설명하시오. (a) 고양력장치는 날개 형상변화, 날개주위 공기의 유동변화를 이용한다. 형상변화와 유동변화의 어떤 특성이 양력증대효과를 주는가를 예를 들어서 설명하시오. (b) 항력발산마하수를 높이기 위하여 날개 설계시에 고려할 수 있는 방법들을 설명하시오.

등속 수평비행을 기준으로 비행기의 총중량이 10% 증가하였다. 이때 유도항력은 얼마나 증가하며, 날개면적을 유지하면서 유도항력을 같도록 하기 위해서 날개의 변형할 값과 방법을 설명하시오.

항공기 구조설계의 페일세이프설계(fail-safe design), 안전수명설계(safe-life design) 및 손상허용설계(damage-tolerance design)에 대해 각각 설명하시오.

그림(a)의 집중하중과 그림(b)의 등분포하중에 대한 전단력선도와 굽힘모멘트선도를 그림으로 나타내시오. (단, 수직상방향과 시계방향이 양의 방향이며, 벽면부의 값은 수식으로 표기하시오.) (a) (b)

항공기 구조진동을 해석하는 기법 중 Galerkin 방법이란 무엇인지 기술하시오.

민간 비행기의 설계시 기준이 되는 감항분류 보통(N), 실용(U), 곡기(A) 및 커뮤터(C)에 대하여 설명하시오.

다음 내용을 설명하거나 해를 구하시오. (a) 포텐셜 유동에 대한 가정과 지배방정식을 구하고, 포텐셜 해로부터 압력을 구하는 과정을 설명하시오. (b) 가로세로비N )가 2 인 타원형 날개의 스팬 효율 계수N가 1 이다. 사용된 날개의 양력계수 변화율은 얇은 날개이론에 따르고( Not ), 유도각 스팬 효율계수는 Not 이라고 가정한다. 이 3 차원 날개의 양력계수 변화율을 구하고, 이때의 유도항력계수를 구하시오.

항공기 형식증명시 적합성 실증을 위한 엔지니어링 인증시험에 대하여 구체적으로 설명하시오.

등속 수평비행 하는 비행기가 최소동력으로 비행할 수 있는 저항계수와 양력계수 조건을 구하시오.

다음과 같은 비행제어 시스템이 있다고 가정할 때, Routh-Hurwitz Array 를 사용하여 이 1 s+ 3 G ( s )= H ( s)= 제어계가 안정할 K 의 범위를 구하시오. (단, s ( s + 1이고, s + 2s+ 4 이다.)

항공기 착륙장치의 성능향상을 위해 완충장치의 감쇠력을 조절할 수 있는 방법이 필요하다. 이 방법의 종류를 제시하고 간단히 설명하시오.

항공기 설계시, 손상허용설계를 적용하는 과정에 대하여 설명하시오.

다음 해를 구하시오. (a)0 m /속도로 비행하는 비행체를 1/4 축소모델로 풍동시험하고자 한다. 풍동시험부의 풍속을 구하시오.(단, 동점성 계수는 같은 조건이다.) (b) 아음속 풍동의 입구(1 점)와 비교하여 시험부(2 점)의 단면적이 1/4 로 수축된다. 이 때 두 지점간의 압력차가 RGp일 때 시험부의 속도 V 를 구하시오. (단, 밀도는ρ이다.)

항공기의 러더(Rudder)의 운동을 1 자유도 시스템으로 모델링할 수 있다. 여기서 연결봉은 질량이 없는 축으로 가정하고 페달은 축의 끝에 있는 집중질량으로 고려한다. 또 조종면의 반력을 스프링 힘으로 모델링할 수 있다. 이와 같은 경우 페달의 운동 에 대한θ 운동방정식을 유도하시오. 또한 이 시스템의 고유진동수를 m, 1,2 이용하여 구하시오. (단θ = 0 일 때 스프링은 변형이 없는 것으로 가정한다.)

호버링 상태의 헬리콥터 로터 추력을 구하는 운동량이론(연속방정식, 모멘텀방정식, 베르누이 방정식)을 사용하여, 로터 회전면에서 유도속도vi, 가속된 후류속도f관계를 구하시오. (단, 유동단면에서ivf는 일정하다.)

항공기 구조부재에 사용되는 복합소재의 종류를 나열하고 각각의 특성에 대하여 설명하시오.