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논문 기본 정보
- 자료유형
- 학술저널
- 저자정보
- 발행연도
- 2023.7
- 수록면
- 433 - 442 (10page)
- DOI
- 10.5139/JKSAS.2023.51.7.433
이용수
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항공기는 운용 기간 동안 복잡하고 다양한 하중을 반복적으로 받는다. 이러한 피로 하중은 균열의 발생 및 진전, 구조 강도를 저하시키는 피로 현상을 야기한다. 피로로 인한 대형 항공 사고를 예방하고 안전하게 항공기를 운용하기 위해 항공기 구조 건전성 프로그램을 수행하는 것이 필요하다. 항공기의 구조 건전성 프로그램은 운용 하중 스펙트럼으로부터 비행 운용도를 분석하고, 균열 성장해석을 통해 산출되는 응력 집중 위치의 균열 성장률을 활용하여 적절한 구조 정비 및 검사 주기를 설정하는 내용을 포함한다.
본 연구에서는 항공기 구조 건전성 관리에 필요한 운용 하중 스펙트럼을 항공기의 비행 상태 변수로부터 생성하기 위해 인공신경망 회귀 모델을 적용하는 기법을 개발하고, 이를 다중 선형 회귀 모델과 비교하여 인공신경망 회귀 모델의 성능을 평가하였다. 전단력에 대한 결과를 비교할 때, 인공신경망 회귀 모델의 수정된 결정 계수가 0.999, 상대 오차가 0.475%인 반면, 다중 선형 회귀 모델의 결정 계수는 0.835, 상대 오차는 27.761%로 인공신경망 회귀 모델의 성능이 훨씬 우수하였다. 따라서 본 연구에서 개발한 인공신경망 회귀 모델을 통해 비행 상태 변수로부터 항공기 구조 건전성 관리에 필요한 하중 스펙트럼을 충분히 높은 정확도로 생성할 수 있음을 확인하였다.
본 연구에서는 항공기 구조 건전성 관리에 필요한 운용 하중 스펙트럼을 항공기의 비행 상태 변수로부터 생성하기 위해 인공신경망 회귀 모델을 적용하는 기법을 개발하고, 이를 다중 선형 회귀 모델과 비교하여 인공신경망 회귀 모델의 성능을 평가하였다. 전단력에 대한 결과를 비교할 때, 인공신경망 회귀 모델의 수정된 결정 계수가 0.999, 상대 오차가 0.475%인 반면, 다중 선형 회귀 모델의 결정 계수는 0.835, 상대 오차는 27.761%로 인공신경망 회귀 모델의 성능이 훨씬 우수하였다. 따라서 본 연구에서 개발한 인공신경망 회귀 모델을 통해 비행 상태 변수로부터 항공기 구조 건전성 관리에 필요한 하중 스펙트럼을 충분히 높은 정확도로 생성할 수 있음을 확인하였다.
목차
ABSTRACT
초록
Ⅰ. 서론
Ⅱ. 본론
Ⅲ. 결론
References
참고문헌 (15)
참고문헌 신청
Cambell, F. C., Fatigue and Fracture: Understanding the Basics, 1st Ed., ASM International, Almere, 2012, pp. 1~3.
Hwang, D. Y., “Damage Tolerance Design and Prediction of Fatigue Life in Aircraft Structure,” Journal of The Korean Society of Mechanical Engineers, Vol. 35, No. 6, 1995, pp. 468~480.
Atkinson, R. J., Winkworth, W. J. and Norris, G. M., Behavior of Skin Fatigue Cracks at the Corners of Windows in a Comet 1 Fuselage, 1st Ed., Ministry of Aviation, London, 1960, pp. 1~15.
Department of Air Accident Investigation Branch, Boeing 707 321C G-BEBP: Report on the Accident near Lusaka International Airport, Zamvia, on 14 May 1977, Appendix A, Her Majesty’s Stationery Office, London, 1979, pp. 1~15.
Kwon, J. H., “Review of Technology Status for Durability of Fatigue Life and Damage Tolerance in Aircraft Structural Design,” Journal of The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 4, 1994, pp. 119~129.
Hwang, D. Y., “Damage Tolerance Design and Prediction of Fatigue Life in Aircraft Structure,” Journal of The Korean Society of Mechanical Engineers, Vol. 35, No. 6, 1995, pp. 468~480.
Atkinson, R. J., Winkworth, W. J. and Norris, G. M., Behavior of Skin Fatigue Cracks at the Corners of Windows in a Comet 1 Fuselage, 1st Ed., Ministry of Aviation, London, 1960, pp. 1~15.
Department of Air Accident Investigation Branch, Boeing 707 321C G-BEBP: Report on the Accident near Lusaka International Airport, Zamvia, on 14 May 1977, Appendix A, Her Majesty’s Stationery Office, London, 1979, pp. 1~15.
Kwon, J. H., “Review of Technology Status for Durability of Fatigue Life and Damage Tolerance in Aircraft Structural Design,” Journal of The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 4, 1994, pp. 119~129.
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