안보면 당신만 손해 비행기(고정익)설계 아키텍쳐 프로그램 Don’t miss out — a fixed-wing aircraft design architecture program just for you!

AERODESIGN PRO

BOEING · AIRBUS BENCHMARK SYSTEM

v3.7.2 — BUILD 2024

CFD ENGINE ONLINE

FEA SOLVER READY

OPTIMIZATION ACTIVE

기체 파라미터 설계

✈️ 항공기 유형 선택

기체 카테고리 상업용 광동체 (Boeing 787 / A350 급) 상업용 협동체 (B737 / A320 급) 전투기 (F-22 / Rafale 급) 초음속 여객기 (Concorde 급) 대형 UAV / 드론

설계 단계 개념 설계 (Conceptual Design) 예비 설계 (Preliminary Design) 상세 설계 (Detail Design) 전체 생애주기 (Full Lifecycle)

엔진 구성 0 쌍발 날개 장착 (B700 / A333) 4발 날개 장착 (B007 / A780) 쌍발 후미 장착 (B111 급) 단발 (경항공기)

📐 주요 치수

날개 스팬 (Wing Span)

60 m

동체 길이 (Fuselage Length)

63 m

최대 이륙 중량 MTOW

228 t

날개 면적 (Wing Area)

325 m²

🔺 날개 형상 파라미터

에어포일 프로파일 NACA 2412 (일반 아음속) NACA 4412 (고양력) NACA 0012 (대칭형 / 군용) 초임계 에어포일 (B780 급) 층류 에어포일 (A320 급) 델타 익형 (초음속)

후퇴각 Sweep Angle (°)

32°

테이퍼비 Taper Ratio

0.32

상반각 Dihedral (°)

5°

윙렛 유형 Blended Winglet (B737NG) Sharklet (A320neo) Raked Wingtip (B757) Split Scimitar Winglet 없음

🖼 실시간 형상 미리보기

AR: 11.1 W/S: 701 kg/m² T/W: 0.31

핵심 설계 지표

11.1

종횡비 (AR)

701

kg/m²

날개 하중

0.31

T/W 비

18.5

L/D max

공기역학 분석 (CFD)

💨 비행 조건 설정

마하수 (Mach Number)

0.8 M

받음각 AoA (°)

3°

고도 (Altitude)

11 km

대기 온도 (ISA 기준)

-56.5°C

CFD 해석 방법 패널법 (Panel Method) — 빠름 오일러 방정식 — 표준 RANS (Reynolds-Averaged) — 정밀 LES — 초고정밀

📈 CFD 결과

1.24

양력계수 CL

0.0289

항력계수 CD

42.9

L/D 비

-0.032

모멘트계수 CM

레이놀즈수 Re

2.85 × 10⁷

✅ CFD 수렴 완료 — 잔차 1.2×10⁻⁶ (반복 843회)

에어포일 압력 분포 (Cp 분포)

양력-항력 극선도 (Polar)

받음각 vs 양력계수 (CL-α)

구조 해석 (FEA)

🔩 재료 및 하중 조건

주 구조 재료 탄소섬유 복합재 CFRP (B707 급) 알루미늄 합금 Al-7075 (A000) 티타늄 합금 Ti-6Al-4V 알루미늄 합금 Al-2024-T3 고강도 강재 (4340 Steel)

설계 하중 배수 (Load Factor)

2.5 g

안전 계수 (Safety Factor)

1.5

날개 두께비 t/c

12%

📦 CFRP | E=70 GPa | σ_ult=600 MPa | ρ=1,600 kg/m³

📊 FEA 결과 요약

187

MPa

최대 응력

312

mm

날개 끝 처짐

3.21

안전 여유 MS

6.8

좌굴 배수

구조 상태 평가

0응력 여유: 69%σ_ult

✅ 구조 건전성 양호 — 모든 부재 허용응력 이내

날개 스팬 방향 응력 분포 (von Mises)

📋 주요 항공 재료 데이터베이스

재료	E (GPa)	σ_ult (MPa)	밀도 (kg/m³)	비강도	사용처

비행 성능 분석

⚡ 추진 시스템

엔진 유형 고바이패스 터보팬 (GE9X / Trent 1000) 저바이패스 터보팬 (CFM56) 터보프롭 터보제트 (군용)

엔진당 추력 (kN)

320 kN

바이패스비 BPR

9.5

연료 탑재량 (톤)

76 t

🎯 성능 지표

14,200

km

항속 거리

903

km/h

순항 속도

13,100

m

실용 상한 고도

2,850

m

이륙 활주 거리

12.4

m/s

상승률 ROC

0.52

kg/kN·h

비연료소비율 SFC

비행 포락선 (Flight Envelope)

탑재량-항속 거리 다이어그램 (Payload-Range)

다목적 최적화 엔진

🧬 유전자 알고리즘 설정

최적화 목적 함수 연료 효율 최대화 (Breguet 방정식) 항속 거리 최대화 구조 중량 최소화 생애주기 비용 최소화 다목적 (Pareto Front)

집단 크기 (Population)

80

세대 수 (Generations)

150

돌연변이율 (Mutation Rate)

8%

🏆 최적화 결과

최적화를 실행하면 결과가 표시됩니다.

—

연료 효율 개선

—

최적 세대

최적화 수렴 곡선 (Convergence History)

📐 최적 설계 변수 비교

설계 변수	초기값	최적값	개선율	상태
날개 스팬	60 m	—	—	대기
후퇴각	32°	—	—	대기
날개 면적	325 m²	—	—	대기
테이퍼비	0.32	—	—	대기

설계 보고서 생성

📄 보고서 설정

프로젝트명

설계팀 / 기관

인증 기준 FAR Part 25 (미국 FAA) CS-25 (유럽 EASA) DO-178C (소프트웨어) MIL-SPEC (군용)

✅ 검증 체크리스트

📊 설계 요약 보고서

🖥 시스템 로그

[00:00:00]AeroDesign Pro 초기화 완료

[00:00:01]Boeing/Airbus 기준 데이터베이스 로드

[00:00:01]에어포일 데이터베이스 (NACA 시리즈) 로드 완료

[00:00:02]재료 특성 데이터베이스 로드 완료

[00:00:02]시스템 대기 중 — 설계 파라미터 입력 후 분석 시작