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항공우주공학실험 결과레포트(추진기관실험실) - 초음속 풍동실험 평가A+최고예요

항공우주공학실험 결과레포트추진기관실험실항공우주공학과201027116노일환1. 실험목적① 초음속 풍동에서 노즐유동에 생기는 압력에 따른 충격파의 모양을 관찰하고 그에 따라노즐 출구의 압력을 알아봄② 초음속 풍동에서 쐐기유동에 생기는 경사충격파의 모양을 관찰하고 각도를 계산,실험값과 이론값의 차이를 분석함.2. 실험과정① 노즐의 면적비를 측정한다.이번 실험에서 노즐 목에 대한 노즐 면적비는{A} over {A ^{*}} =1.432 이다.② 각도별 wedge airfoil test section(20 ^{DEG } ,`30 ^{DEG } ,60 ^{DEG })를 설치한다.③ Schlieren 설치④ Valve Pressure 점검한다.P _{gage} =3-4 "bar" 로 맞춘다⑤ Regulator로 입구압P_0 조절한다.⑥ Reservoir tankP _{INF } =20 "bar"로 세팅한다.⑦ 가스누설 점검한다.⑧ 영상 기록 장치를 세팅한다.⑨ 암전 후 영상을 녹화한다.⑩ 귀마개 착용 후 valve 열기⑪ 압력별(High,Low pressure)로 3초간 측정하고 Valve 잠그고 녹화종료한다.⑫ wedge를 제거하고 노즐의 유동만 촬영한다.(이 때 고압부터 저압까지의 충격파를 관찰한다.)3. 실험 관련 이론① 충격파초음속 유동에서는 압력차이를 맞추기 위해 충격파가 일어난다.왼쪽 그림과 같이 유동이 쐐기를 만났을 때, 갑작스러운 압력강하의 밸런스를 맞추기 위해 충격파가 생성된다. 충격파가 생기면 마하수는 감소하고 즉, 속도는 감소하고 압력, 온도, 밀도는 증가한다. 우리가 하는 실험에서는 경사충격파의 각도와 마하수의 관계를 알아보는 실험이다.먼저 수축확산 노즐의 목에서 초킹이 일어난 후의 마하수는 노즐 목과 노즐 출구 면적비를 이용하여 다음 식으로 계산한다.( {A} over {A ^{*}} ) ^{2} = {1} over {M ^{2}} [ {2} over {gamma +1} (1+ {gamma -1} over {2} M ^{2} )] ^{( gamma +1)/( gamma -1)} 식(1)위의 식으로 노즐 출구의 마하 수를 계산한다.그 다음 충격파의 각도(beta)는 앞서 구한 마하수와 쐐기 편각(theta)로부터theta-beta-M관계식 및 선도로 구할 수 있다. 관계식은 다음과 같다.tan theta =2cot beta {M _{1} ^{2} sin ^{2} beta -1} over {M _{1} ^{2} ( gamma +cos2 beta )+2} 식(2)물체의 상류의 유동속도가M _{1}>1 일 때, 편각(theta)이theta>theta _{max} 이라면 충격파는 이탈 충격파를 형성하게 된다. 이 경우는theta-beta-M 관계식 및 선도로 충격파 각을 알지 못한다.그리고 이 실험에서는 Strong shock은 일어나지 않기 때문에 고려하지 않아도 된다.다음으로 팽창파를 알아보자. 팽창파는 충격파와 다르게 속도가 증가하고 압력이 떨어진다.이 또한 자연스러운 현상으로 압력차를 맞추기 위해서 생성된다.② 노즐 유동노즐유동에서는 노즐 입구압력과 출구압력의 변화에 따라 출구에서 다른 충격파의 모양을 관찰할 수 있다. 입구의 압력이 변하더라도 출구의 압은 초킹후에 일정하게 나가게 된다. 따라서 노즐 목 뒤의 속도와 압력은 일정하므로 이 압력과 대기압을 비교하여 충격파 모양을 분석한다. 노즐에 나타나는 파 모양은 다음과 같다.그림 2 노즐 출구에서의파의 형태j의 경우 출구압보다 대기압이 낮기 때문에 이를 맞춰주려고 노즐에서 팽창파가 생기게 된다. I 그래프가 가장 이상적인 압력강하로 충격파나 팽창파가 생기지 않는다. 고압에서 저압으로 갈수록 노즐 출구의 압력이 떨어지기 때문에 h에서와 같이 경사 충격파가 생겨 압력을 맞춰준다. 압력이 떨어지면 더 쎈 충격파인 수직충격파가 생긴다. 아음속에서는 면적이 넓어지면 속도가 떨어지고 압력은 올라간다. 이를 이용하여 점점 충격파가 노즐 안쪽으로 생기다가 초킹이 일어나지 않는 아음속유동이 되면 충격파가 사라진다.4. 실험결과-노즐유동분석(고압→저압)고압을 내보냈을 때의 노즐 출구의 모습이다. 이 때는 대기압보다 출구압이 높으므로 그림 2번 에서 j의 경우인 팽창파가 발생하게 된다. 팽창파 가 발생함으로써 속도를 올려주고 압력을 낮춰주 어 대기압과 출구압을 맞춰준다. 노즐의 길이를출구압과 대기압이 같아지는 정도까지 늘이면 충 분히 가속시킬 수 있어 팽창파를 없앨 수 있다.바깥쪽 선은 충격파로 오해할 수 있으나 이는 단지 유선이 나타난 것이고 안쪽에 것이 팽창파이다실험결과 동영상을 분석할 때 순간적으로 충격파가 수평으로 나타나는 구간이 있는데 이때가 이상적인 압축과정 그림 2의 I이다.다음은 그림 2의 h의 경우이다. 이때는 노즐 출구의 압력이 대기압보다 낮아 경사충격파를 만들어서 출구 압력을 높여준다. 충격파로 인해 대기압과 출구 압력이 같아지게 된다.옆의 그림은 그림 2의 g의 경우이다. 입구의 압력이 떨어지면서 출구압력도 대기압보다 더욱 작아지기 때문에 충격파의 각도가 점점 커진다. 충격파의 각도가 더 커지면서 압력의 증가도 더 일어나게 된다. 옆의 그림에서 거의 수직 충격파에 가까운 경사충격파를 볼 수 있다.옆의 그림은 그림 2의 f의 경우이다. 그림에서 보듯이 입구에서 들어오는 압력이 낮아져 출구압과 대기압을 맞추기 위해 수직 충격파가 형성되었다. 수직충격파로 인해 속도는 더욱더 크게 감소하고 압력 상승효과는 더욱 커진다.옆의 그림은 그림 2의 d의 경우이다. 그림에서 보듯이 충격파가 노즐 안쪽으로 들어가있다. 이는 아음속유동의 경우 면적이 증가하면 속도는 감소하고 압력은 증가하므로 안쪽에서 충격파를 먼저 일으켜 바깥쪽 압력을 더 높여주기 위함이다.마지막으로 출구 압력이 낮아져 전체 유동이 아음속으로 바뀌기 때문에 충격파나 팽창파는 생기지 않는 그림 2의 a,b,c 의 유동이된다.-쐐기 유동 분석(경사충격파의 각도 계산)이론값을 구하기위해 출구 M을 식(1)을 이용하여 먼저 구한다. (gamma=1.4 가정,{A} over {A ^{*}} =1.432)계산하면M APPROX 1.784가 계산된다.M=1.8로 보고theta-beta-M선도에서 이론beta 값을 찾는다.theta-beta-M에서는 같은theta,M에서는 두 개의beta값이 나오는데 큰 것은 강한충격파의 경우이고, 작은 값은 약한 충격파의 경우인데, 이번 실험에서는 High pressure라도 강한 충격파가 생기지 않는다. 이는 이론값과 실험값이 비슷한 걸로 확인할 수 있다.①쐐기 편각(2theta=20 ^{DEG }), High pressure 일 때②쐐기 편각(2theta=20 ^{DEG }), Low pressure 일 때theta=10 ^{DEG }이고 M=1.8 High pressure 유동일 때,beta의 실험값은45.36 DEG 이고 이론값은44 DEG 이다.theta=10 ^{DEG }이고 M=1.8 Low pressure 유동일 때,beta의 실험값은45.59 DEG 이고 이론값은44 DEG 이다.-압력에 따라 충격파의 각도에는 변화가 없어야하나 측정과정에서 오차가 생겼다.③쐐기 편각(2theta=30 ^{DEG }), High pressure 일 때④쐐기 편각(2theta=30 ^{DEG }), Low pressure 일 때theta =15 ^{DEG }이고 M=1.8 High pressure 유동일 때,beta의 실험값은52.04 DEG 이고 이론값은51 DEG 이다.theta =15 ^{DEG }이고 M=1.8 Low pressure 유동일 때,beta의 실험값은54.26 DEG 이고 이론값은51 DEG 이다.-압력에 따라 충격파의 각도에는 변화가 없어야하나 측정과정에서 오차가 생겼다.⑤쐐기 편각(2theta=60 ^{DEG }), High pressure 일 때theta =30 ^{DEG }일 때는theta>theta _{max} 경우이기 때문에

공학/기술| 2021.07.16| 7페이지| 3,000원| 조회(288)

실험, 풍동실험, 초음속, 추진실험실, 항공우주공학실험

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항공우주공학실험 결과레포트(비행역학실험실)

항공우주공학실험결과레포트-비행역학실험실-항공우주공학과201027116노일환1. 실험목적- 항공기의 위치와 자세를 측정하는 방법 습득, 그에 대한 중요성 인식- 위치, 자세 데이터를 분석하여 기체의 비행상태를 예측할 수 있는 능력 배양- 모의 비행 실습 장치 및 경비행기를 조종하여 미래 항공분야 업무 능력 향상2. 실험과정① Redbird 사의 모의 비행 실습 장치 FMX 탑승② GNSS & INS를 바탕으로 받은 데이터 분석③ 데이터와 모의비행 비교3. 실험결과1) GNSS 데이터 분석[ $$,81420.20,126.778758,37.570336,12,0.87,58.4,1000,1020,3236,11.9,0* ]① ② ③ ④ ⑤ ⑥ ⑦ ⑧① GNSS 데이터 기록의 시작.② 데이터 송수신 시각 정보. 가장 앞의 두 자리가 ‘시’, 그 다음 주 자리가 ‘분’, 나머지가 ‘초’③ 경도 좌표.④ 위도 좌표.⑤ 고도.⑥ roll.⑦ pitch.⑧ yaw.2) 비행 데이터 분석① 좌표 및 비행경로 분석-위의 그림 중 오른쪽 그림은 엑셀을 통하여 시간에 따른 위치를 그래프로 나타낸 것이고,왼쪽 그림은 이 데이터를 Google earth란 사이트를 이용해 이 위도-경도 상의 실제 위치를나타낸 것이다. 이 그림을 통하여 비행경로는 김포공항에서 인천공항까지로 알 수 있다.하지만 2D 그래프이기 때문에 이륙과 착륙, 중간의 미션 등은 나타나지 않는다.② 시간에 따른 고도 분석위 그림은 시간에 따른 고도의 변화를 나타낸 그래프이다. 그래프를 보면 처음엔 고도가 0으로 유지되다가 ①부분에서 급격하게 상승하는 것을 볼 수 있다. 이를 통하여 비행기가 이륙한다는 것을 알 수 있었다. 그 이후에 순항을 위하여 조금씩 고도가 일정하게 유지되지 못한다. 그리고 처음 고도가 급격하게 떨어지는 부분인 ②부분은 다른 비행기와의 충돌을 하는 미션을 수행할 때 나타나는 것으로 여겨지는데 여기서 그래프가 끊어지지 않는다는 것은 비행기 충돌 미션에 실패한 것으로 여겨진다. ③부분, 고도가 진동하고, 떨어지는 부분은 배면 비행과 360° Turn을 하면서 나타나고, ④부분에서 급격한 고도 강하가 나타나는데 이 부분은 저고도 비행 미션을 위해서 떨어지는 것이다. 저고도 비행은 성공하고 이제 착륙을 위한 고도 상승이 나타나고 마지막 부분인 ⑤부분에서 착륙을 하는 것을 볼 수 있다. 순항을 할 때도 고도를 맞추는 것이 힘들다는 것을 알게 되었다.③ 시간에 따른 속도 변화위 그림은 속도 변화 그래프이다. 속도를 알아내기 위하여 위도와 경도의 단위를 m단위로 바꾸고, 위도, 경도, 고도 이 세 값을 통한 삼각측량법을 이용하여 이동한 거리를 알 수 있다. 이를 시간으로 나누어 주어 속도를 구하였다. ①부분을 보면 정지 상태에서 급격하게 속도가 증가하는 것을 볼 수 있다. 이는 이륙을 위한 속도 증가로 볼 수 있고, 원하는 고도까지 올라간 후에도 순항을 위해서 속도 그래프가 진동하는데 이 역시 순항을 위한 속도 조정으로 생각된다. 순항 속도를 맞춘 후 ②구간에서 갑자기 속도가 급격하게 증가하는 것을 보이는 데, 이는 충돌 미션을 수행하기 위하여 갑작스럽게 속도를 높여 나타난 변화로 볼 수 있다. 그 후에도 배면 비행과 360°회전을 위하여 ③부분에서 속도 변화가 나타나는 것을 볼 수 있다. 의문점이 드는 것은 ④부분인데 저공비행 시 생각보다 속도의 변화가 크지 않은 것이다. 마지막으로 착륙부분인 ⑤에서는 속도가 이륙시보다 더 떨어져V _{stall}부근까지 내려가게 된다. 착륙 후 속도가 0까지 떨어진다.④ 자세 분석- Roll - Heading 변화Roll과 Yaw는 따로 떼어서 설명하기가 어려운 개념이므로 같이 비교·분석 하도록한다. 편의상 Roll 그래프를 그래프 A, Heading그래프를 그래프 B라 하겠다. 먼저 그래프 B에서 처음이 0°가 아닌 것은 비행방향향이 정북쪽이 아니기 때문이다. 따라서 heading의 0°는 아니지만 방향의 변화는 없다고 볼 수 있다. 그리고 ①부분에서 급격한 각도 변화가 있는 데, 이는 충돌 미션을 수행하기 위해서라고 생각된다. 그 다음 ②부분에서는 Heading의 각도 변화가 진동하는 데, 이는 그래프 A의 Roll 변화로 설명할 수 있을 것이다. 그래프 A의 ①,②에서 배면비행과 360°회전 때문이라고 볼 수 있다. 그래프 B의 ③부분은 착륙 시 나타내는 변화이다.

공학/기술| 2021.07.16| 5페이지| 3,000원| 조회(393)

실험, 비행역학, 경로분석, 항공우주공학실험, 비행역학실험실

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항공우주공학실험 결과레포트(로켓추진 실험실)

항공우주공학실험결과레포트-로켓추진 실험실-항공우주공학과201027116노일환1. 실험목적-Load cell과 Thermo couple을 이용해 고체로켓의 점화시 발생하는 추력과 온도 변화를 측정하고 분석한다.2. 실험방법① 고체연료 로켓을 Load cell이 연결되어 있는 받침대에 고정시킨다.② 고체연료 로켓에 Thermo couple을 꼽는다.③ 뇌관 역할을 하는 전기 장치를 연결한다.④ 실외에서 전기 장치를 작동시켜 연소 모습을 관찰한다.⑤ Load cell과 Thermo couple을 통하여 얻어낸 결과값을 분석한다.3. 실험결과-Load cell과 Thermo couple에서 로켓이 연소되는 동안의 시간별로 추력과 온도변화를 얻었다. 그래프를 통해 분석해보도록 한다.① 시간에 따른 온도변화 그래프위의 그래프에서 오른쪽이 우리조의 실험결과 값이다. 수치값을 참조하면 약 8.5초부터 점화가 된 것을 볼 수 있었다. 급격하게 증가하다가 감소 후 다시 증가 그 후로 규칙적으로 감소한다. 이상적으로는 일정하게 증가하였다가 일정하게 감소하여야하지만 이렇듯 특이점이 나타난 이유는 고체연료 자체의 밀도의 문제로 볼 수 있다. 이는 연소될 때 균일한 밀도가 아닌 불균일한 밀도로 인해 일어나는 현상이다. 별도로 첨부한 사진을 보면 이해가 훨씬 편할 것이다. 또한 우리조의 실험에서는 Thermo couple의 위치나 측정값에서 오류가 난 것 같았다. 점화 시 온도 자체가 너무 낮아 조교님께 다른 조의 결과를 받아 비교해 본 결과, 다른 조의 절반 정도 되는 것을 볼 수 있었다. 이는 초반에 한 조와 다르게 실험 시 실외 온도가 떨어진 이유도 있겠으나 Thermo couple 측정에 문제가 있었던 것 같다.위의 그림을 보면 충분한 연소 후에 또다시 불완전연소가 되는 것을 볼 수 있었다. 이를 통해온도의 감소 후 상승을 설명할 수 있을 것이다.② 시간에 따른 추력변화 그래프시간에 따른 추력변화의 그래프를 보게되면 처음 연소시작 때에 급격하게 증가한 후 떨어져 한동안 일정하다가 다시 감소하는 그래프를 보인다. 저 일정한 구간도 눈금 간격을 조정하면 감소하고 있는 것을 볼 수 있다. 위 그래프는 대게 예상이 가능하지만 이번 실험에서 특이한 점은 1.9초에서 추력이 음수값이 나오는 것인데, 이는 Load cell을 밀고 있다가 조금 떨어졌거나 아니면 측정도구의 오차라고 볼 수 있다.③ 충격량 도출충격량은 다음과 같은 공식을 통하여 알 수 있다I= int _{0} ^{t} {Fdt} = SMALLSUM F TRIANGLE t위의 실험값에서F` TIMES TRIANGLE t를 계산하여 다 더하면 충력량(I)는8.8749N BULLET s가 된다.4. 고찰이번 실험은 고체연료로켓을 연소시켜 추력과 온도 변화를 알아보는 실험이었다. 실험준비 과정에서 Thermo couple 및 Load cell을 비롯한 여러 전기장치들의 체크가 중요하다. 우리조 같은 경우도 생각보다 작은 온도값이 측정됐기에 이 부분이 조금 잘못된 것 같았다. 그리고 고정하는 부분도 허술하게 해서는 안 된다. 보기에는 간단한 실험이었으나 위험한 부분이 많은 실험이기 때문에 실험 중 항상 신중하고 조심하여야한다. 그리고 전기장치를 이용하는 실험이라 오차값이 많이 생겼다. 이에는 설치과정, 실험하는 장소의 온도, 습도 등이 영향을 미친다. 우리조도 비가 내린 날 실험을 하여 습도가 높았고, 다른 조에 비해 바깥 온도도 상당히 떨어진 상태에서 실험을 했기에 트렌드는 비슷하게 나왔으나 값 자체는 의심스러운 값이 나오게 됐다. 물론 완벽한 실험을 할 순 없지만 오차의 원인들을 통제할 수 있도록 해야함을 배우게 됐다.

공학/기술| 2021.07.16| 4페이지| 3,000원| 조회(239)

실험, 로켓, 항공우주공학, 로켓추진, 항공우주공학실험

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공학작문 및 발표(논문 분석)

공학 작문 및 발표- 논문 분석 -항공우주공학과201027116노일환1. 논문 소개-논문 분석과제를 위하여 준비한 논문은 지도교수 이관중, 눈문 작성자 노나현, 손찬규의 한국항공우주학회지에 제출한 Kline-Fogleman Airfoil의 저 레이놀즈수 공력특성 연구이다.2. 논문 분석① 이공계 논문의 기본 구성은 IMRAD 형식을 취한다. 공신력 있는 학회에 제출한 논문인 만큼 보통의 졸업 논문보다는 구성 자체는 잘 되어있다고 볼 수 있다.② 제목을 보게 되면 제출한 학회의 전문성을 고려한다면 충분히 논문 전체의 내용을 담았다고 볼 수 있다. 분석하는 논문이어서 주관적인 용어도 들어가지 않았고, 조심해야할 시리즈 형태의 제목도 피하였다. 하지만 원어로 된 제목과 다른 부분이 있는 것을 볼 수 있다.다른 내용이 있었지만 전체적인 내용에서 보면 부수적인 방법이기 때문에 많이 문제 될 것은 없다고 생각된다.③ 초록(Abstract) 부분을 보면정말 간략하게 이 논문의 주제가 무엇인지, 또 논문의 저자가 어떠한 실험을 어떤 방법으로 하였는지가 잘 적혀있다. 그리고 실험의 결과까지 잘 적혀있어 마치 이 논문 전체를 읽은 것 같은 느낌을 받았다. 이는 초록이 아주 잘 적혔다고 볼 수 있다. 눈에 띄는 것은 Key Word 부분이었다. 이 부분을 통하여 초록을 통하여 이 논문에서 집중해야 될 부분이 어딘지를 다시 한 번 강조하는 것이 한눈에 보여 더 좋았던 것 같다.④ 서론 부분을 보면먼저 맨 위의 양식이 눈에 띄었다. 2page에서도 작성자, 지도교수의 이름이 들어가고, 제출한 학회의 이름도 쓰여 있는 것을 볼 수 있었다. 이를 통해 논문은 세세한 부분까지도 신경을 써야 한다는 것을 확인할 수 있다. 그리고 1)부분에서 이 논문의 작성 배경이 소개되고 있고 이는 이 논문의 작성 목적과 이어진다. 조금 제목과 초록만으로 부족했던 부분을 보충해주는 느낌을 받았다. 2)부분에서는 이 실험에 쓰인 선행 연구를 소개하였으며 이는 놓치지 말아야 할 부분인 것 같다. 그리고 3)에서는 또 다른 선행 연구의 한계점을 말하면서 이 실험의 필요성을 다시 한 번 강조하고 있는 것을 볼 수 있다.⑤ 본론 부분으로 넘어가면본문에서 역시 가장 먼저 눈에 띄는 것은 1)부분인 머리말인데, 2page와는 다른 것임을 알 수 있다.이것에 대해서는 조금 더 세부적인 지도를 받아야할 것 같다.그리고 학회지에 제출한 논문이라 군더더기 없는 문 장과 실험방법, 실험과정 등이 잘 나타나 있어 누가다시 이 실험과정을 보고 실험을 구성할 때 문제가없을 것 같았다.2)부분에서 따로 참조해야 될 부분에 빨간색으로 표 시 되어 있는데 이렇게 색깔이 바뀌어도 되는가 조금 의문이 드는 부분이었다. 이것 역시 한 번 알아보아 야겠다.3)부분에서는 Table과 Figure에 붙는 캡션은 위치 가 다르단 것을 볼 수 있다. 보고서를 쓸 때는 보통 사람들은 예사로 생각하는 부분인데 논문일 만약 쓰 게 되면 신경을 써야 될 부분인 것 같다.본론의 내용은 전문성이 강해 내용 파악은 확실히는 못하겠으나 전체적인 흐름에서끊기는 부분은 없었고,마지막에는 위 그림과 같이 간단한 결과 정리가 되어 있었다. 확실히 학부생이 작성한졸업논문보다는 짜임새나 내용, 문장 등에서 깔끔한 느낌을 받을 수 있었다.⑥ 결론 부분에서는먼저 이번 논문에 관한 실험에 대한 것을 다시 한 번 요약 하여 정리하였다. 깔끔하게 정리된 문장을 보며 얼마나 문장 을 다듬는데 신경을 썼는지 느껴졌다. 그리고 번호를 붙여 실험 결과를 정리하였는데, 내용 자체는 명확하게 모르겠지 만 보는 사람으로 하여금 가독성이 아주 좋게 적혀있었다.마지막에는 따로 고찰은 없었지만 실험의 결과를 통해 증명 된 사실에 대한 저자의 간단한 코멘트가 적혀져있었다.마지막 후기에는 졸업 논문에서는 찾아보기 힘들지만 보통 어느 기관이나 단체에 지원을 받아 진행한 논문의 경 우 꼭 붙여주어야 하는 지원 기관이 적혀있다.⑦ 참조부분을 보면발표된 논문, 단행본, 홈페이지까지 다양한 출 처가 있다. 가장 놀란 것은 참고한 page number까지 적혀 있다는 것이었다. 아마 많은 한국 학생들이 조금은 낯설어하는 부분이 이 출처와 참고문헌인 것 같다. 하지만 이 부분은 논문의 내용만큼 중요하다고 볼 수 있을 정도로 민감한 부분이고 앞으로 간단한 보고서를 쓸 때라도 이 부분을 적는 습관을 들여야겠다고 생각하였다.

공학/기술| 2021.07.15| 5페이지| 3,000원| 조회(355)

공작, 논문분석, 공학작문, 공학작문및발표

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항공우주공학실험 결과레포트(구조역학)

항공우주공학실험결과레포트 #2항공기 구조역학실험실항공우주공학과201027116노일환· 실험목표1. INSTRON 8516으로 크기 및 형상이 결정된 시편에 하중을 가해 재료의 파괴 과정을확인한다.2. 인장시험에서 얻은 data를 가공하여 Stress-Strain 그래프를 그려 재료의 기본 물성을획득 및 분석을 한다.· 실험과정① INSTRON 장비의 전원을 연결한다.② 장치에 유압을 공급한다.③ 컴퓨터 수치들을 설정해준다. 다음은 대표적으로 설정해야하는 값들이다.-Cyclic : 피로실험 -Monotonic : 단순 인장 실험-end level : 장비가 움직이는 한계지점 설정-strain rate : 시편을 당기는 속도 설정-어떤 변화(변위, 힘, strain, time)에 따라 체크할지 설정④ 장치에 Strain 인식시킴⑤ 장치에 시편(알루미늄)을 물림⑥ Extensometer를 시편에 부착한다.⑦ End level 설정⑧ 장치 실행시고 데이터 값 관찰⑨ 추출된 데이터를 이용하여 공칭응력, 변형률, 진응력, 변형률 계산,응력-변형률 그래프 그리고 여러 가지 성질 확인⑩ 시편을 열연강판으로 바꾸어 위의 실험과정을 반복하고 결과를 비교한다.· 실험결과① 알루미늄의 공칭, 진응력-변형률선도 비교(그림 1)-먼저 공칭응력, 공칭변형률, 진응력, 진변형률을 계산한다. 공칭응력, 공칭변형률은 초기면적, 초점거리를 그대로 식에 이용한다. 즉, 변형에 상관없이 일정한 값으로 응력과 변형률을 계산한다.공칭응력s: {하중} over {초기면적} 공칭변형률e`:` {변위} over {초점거리}하지만 진응력, 진변형률은 시간에 따라 변하는 그때 그때의 면적과 거리를 이용하여 계산한다. 이번 실험에서는 체적 일정의 법칙을 이용하여 다음과 같이 계산한다.진응력sigma =s(1+e) 진변형률epsilon =ln(1+e)그림 1은 위의 계산결과를 그래프로 나타낸 알루미늄의 공칭, 진 응력-변형률선도이다. 먼저 각 점들에 대해 알아보자A(비례한도) : 응력과 변형률이 비례관계를 가지는 최대응력. 이 구간까지는 탄성계수 존재B(탄성한도) : 탄성제거시 변형이 제거되고 완전히 원상복원 되는 탄성변형의 최대응력C(상항복점) : 응력이 최대인 점의 항복점(B-C 구간에 재료 내부에서 큰 변형이 일어나는데이를 변형경화라고 한다.)※항복점이란?일반적으로 물체에 작용하는 외력을 늘려가면 응력이 탄성 한도를 넘는 어떤 값에 이를 때, 외력은 거의 증가하지 않는데도 영구 변형이 급격히 늘어나기 시작한다. 이 탄성 한도를 넘은 어떤 값을 항복점이라 한다.D(하항복점) : 상항복점보다 낮은 응력으로도 변형이 진행되는 점E(극한응력) : 재료가 파단 전 발생하는 최대응력F(파단응력) : 보통 저 점이 파단응력이 되지만 이 실험에서는 파단이 일어나지 않음(E-F까지 necking이 일어남)이 그래프를 통하여 알루미늄은 항복점이 뚜렷하지 않다는 것을 확인할 수 있다. 그리고 그래프를 비교해보면 진응력 그래프가 더 큰 극한응력을 보여준다. 변형률에 따른 응력변화 역시 진응력-변형률선도의 기울기가 더 크게 나타난다.② 열연강판의 공칭, 진응력-변형률선도 비교그림 2-열연강판도 알루미늄과 공칭응력, 공칭변형률, 진응력, 진변형률을 계산하는 방식은 같다.그림 2는 계산결과를 토대로 그린 공칭응력-변형률선도와 진응력-변형률선도를 비교한 것이다. 열연강판에서의 재료의 성질을 나타내주는 점들은 다음과 같다.A(비례한도) : 응력과 변형률이 비례관계를 가지는 최대응력. 이 구간까지는 탄성계수 존재B(탄성한도) : 탄성제거시 변형이 제거되고 완전히 원상복원 되는 탄성변형의 최대응력C(상항복점) : 응력이 최대인 점의 항복점(B-C 구간에 재료 내부에서 큰 변형이 일어나는데이를 변형경화라고 한다.)D(하항복점) : 상항복점보다 낮은 응력으로도 변형이 진행되는 점E(극한응력) : 재료가 파단 전 발생하는 최대응력F(파단응력) : 보통 저 점이 파단응력이 되지만 이 실험에서는 파단이 일어나지 않음(E-F까지 necking이 일어남)알루미늄과 다르게 열연강판에서는 항복점이 뚜렷하게 나타나 있다. 그리고 알루미늄과 마찬가지로 진응력이 공칭응력보다 크게 나타나고, 변형률에 따른 응력의 변화 기울기도 진응력-변형률선도가 더 크게 나타난다.③ 알루미늄과 열연강판의 공칭 응력-변형률선도 비교-알루미늄과 열연강판의 데이터 비교이다. 그래프에서 볼 수 있듯이 열연강판에서는 항복점이 뚜렷하게 나타나지만 알루미늄에서는 그렇지 않다. 알루미늄이 비례한도, 탄성한도, 극한응력 모두 다 작게 나타나지만 탄성계수 값(E= {stress} over {strain})는 크다는 것을 볼 수 있다.④ 알루미늄과 열연강판의 진응력-변형률선도 비교-진응력-변형률 선도를 비교해보면 조금 더 확연한 차이를 볼 수 있다. 공칭과 마찬가지로 열연강판에서 뚜렷한 항복점을 볼 수 있으며 열연강판이 조금 더 탄성영역이 넓고 강한 재료라는 것을 볼 수 있다.· 고찰-이번 실험에서는 알루미늄과 열연강판의 인장실험을 하였다. 실험장비 자체가 생소하고 다뤄보지 못한 장치여서 조심할 점이 많았다. 먼저 전원 연결 과정에서도 순서를 잘 지켜서 연결하여야하고 유압이 들어갈 때도 체크를 하여야한다. 유압유가 새어나오는 경우가 있기 때문에 체크하고 잘 닦아준다. 컴퓨터 세팅을 할 때도 자칫 값을 잘못 입력하게 되면 장치가 부딪혀 파손 될 수도 있다. 그러므로 매뉴얼을 잘보고 시간이 걸리더라도 천천히 신중하게 입력하여야 한다. 실수 없이 실험이 진행된다 하여도 이론값과 실험값의 조금의 오차가 발생한다. 오차가 발생하는 원인은 정확하게 우리가 측정하고자 하는 부분을 Extensometer가 물지 못하고 하중이 우리가 원하는 부분에 정확하게 가해지지 않기 때문이다. 그리고 실험실의 온도도 무시할 수 없다. 상온을 유지하는 장치가 된 실험실이 아니라면 온도에 의한 오차도 있을 것이다. 그리고 중요한 시편이 생산될 때의 과정이다. 이때 분자배열에 따라 실험값의 오차가 발생할 수 있다. 아무리 신중하고 정확하게 실험장치를 연결하고 실험을 하였다 하여도 위에서 언급한 오차 원인들 때문에 이론값과 실험값은 조금의 오차를 보인다. 그리고 데이터 측정간격 때문에 조금의 부정확성이 나타난다. 완벽한 실험은 힘들더라도 최대한 오차를 줄이려고 신경을 써야한다.

공학/기술| 2021.07.15| 7페이지| 2,000원| 조회(464)

실험, 구조역학, 인장실험, 항공우주공학실험

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