KR100952639B1

KR100952639B1 - Method for Analyzing Static Load, And Computer-Readable Medium on Which Program Anaylyzing Static Load Is Recorded

Info

Publication number: KR100952639B1
Application number: KR1020060062301A
Authority: KR
Inventors: 배효길
Original assignee: 한국항공우주산업 주식회사
Priority date: 2006-07-04
Filing date: 2006-07-04
Publication date: 2010-04-13
Also published as: KR20080003969A

Abstract

본 발명은 항공기 설계를 위한 정적하중 해석 방법 및 그 방법에 대한 프로그램을 저장한 기록매체에 관한 것이다.The present invention relates to a static load analysis method for aircraft design and a recording medium storing a program for the method.

이를 실현하기 위하여 본 발명은, (a) 항공기의 상세 데이터를 판독하는 단계; (b) 상기 항공기의 단위 관성력(unit inertia)을 계산하는 단계; (c) 상기 항공기의 기동 조건 및 상기 기동 조건에 대응하는 공력 데이터 베이스를 판독하는 단계; (d) 상기 기동 조건에서의 트림(trim) 상태를 만족시키는 값으로 미지의 비행 파라미터를 계산하는 단계; (e) 상기 계산된 비행 파라미터 값을 적용하여 판넬당 공력과 절점당 관성력을 계산하는 단계; 및 (f) 상기 항공기 구조물의 순하중(net load)을 계산하는 단계;를 포함하여 구성하는 것을 특징으로 하는 정적 하중 해석 방법을 제공한다.In order to realize this, the present invention comprises the steps of: (a) reading detailed data of the aircraft; (b) calculating unit inertia of the aircraft; (c) reading a maneuver condition of the aircraft and an aerodynamic database corresponding to the maneuver condition; (d) calculating an unknown flight parameter to a value that satisfies a trim state in the maneuver condition; (e) calculating aerodynamics per panel and inertial forces per node by applying the calculated flight parameter values; And (f) calculating the net load (net load) of the aircraft structure provides a static load analysis method comprising the configuration.

본 발명에 의하면, 항공기 운용 중에 발생할 수 있는 각종 상황에 따른 각 부재의 정적 하중을 계산할 수 있으며, 특히 항공기의 실제 동작 상황과 대응되도록 각 비행 파라미터를 조정하여 정적 하중 계산을 수행함으로써 보다 현실성있게 하중을 계산할 수 있는 효과가 있다.According to the present invention, it is possible to calculate the static load of each member according to various situations that may occur during the operation of the aircraft, in particular by adjusting each flight parameter to correspond to the actual operating situation of the aircraft by performing the static load calculation more realistic load There is an effect that can be calculated.

정적 하중 해석(Static Load Analysis), 공력, 관성력, 트림(Trim) Static Load Analysis, Aerodynamics, Inertia, Trim

Description

항공기 설계를 위한 정적하중 해석 방법 및 정적하중 해석 프로그램을 기록한 컴퓨터로 읽을 수 있는 매체{Method for Analyzing Static Load, And Computer-Readable Medium on Which Program Anaylyzing Static Load Is Recorded}Method for Analyzing Static Load, And Computer-Readable Medium on Which Program Anaylyzing Static Load Is Recorded}

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 정적하중 해석 방법을 설명하기 위한 순서도,1 is a flow chart for explaining a static load analysis method according to an embodiment of the present invention,

도 2A 및 도 2B는 각각 본 발명에 입력 데이터로 제공되는 기동조건 데이터 및 공력 데이터베이스의 예시도,2A and 2B are exemplary diagrams of starting condition data and aerodynamic database provided as input data to the present invention, respectively;

도 3은 본 발명의 실시예에 따라 트림(trim) 상태를 만족시키는 값으로 미지의 비행 파라미터를 계산하는 방법을 설명하기 위한 순서도,3 is a flowchart illustrating a method of calculating an unknown flight parameter to a value satisfying a trim state according to an embodiment of the present invention;

도 4는 본 발명의 실시예에 따라 항공기 각 구조물의 순하중(Net Load) 부호 규약을 설명하기 위한 참고도,4 is a reference diagram for explaining a net load code agreement of each structure of the aircraft according to an embodiment of the present invention;

도 5는 본 발명의 실시예에 따라 힌지 모멘트를 제한범위 이내 값으로 조정하는 과정을 설명하기 위한 순서도이다.5 is a flowchart illustrating a process of adjusting the hinge moment to a value within a limited range according to an embodiment of the present invention.

본 발명은 항공기 설계를 위한 정적하중 해석 방법 및 그 방법에 대한 프로 그램을 기록한 컴퓨터로 읽을 수 있는 매체에 관한 것이다. 더욱 상세하게는, 항공기 운용 중에 발생할 수 있는 모든 기동(maneuver)에 대한 하중해석을 짧은 시간내에 자동으로 계산하는 방법과 그에 관한 프로그램에 관한 것이다.The present invention relates to a static load analysis method for aircraft design and a computer readable medium recording a program thereof. More specifically, the present invention relates to a method and a program for automatically calculating a load analysis for all maneuvers that may occur during operation of an aircraft in a short time.

일반적으로, 항공 분야에서 하중(load)이란 항공기 비행 중 항공기상의 구조물의 각 포인트에 걸리는 힘을 의미하며, 이 하중을 기본 자료로 하여 항공기 구조물의 기본적인 설계가 이루어진다.In general, in the aviation field, load refers to the force applied to each point of the structure on the aircraft during the flight, and the basic design of the aircraft structure is made based on this load.

이러한, 항공기의 하중은 정적 하중(Static Load)과 동적 하중(Dynamic Load)으로 나뉘는데, 전자인 정적 하중은 항공기의 하중 해석 시에 시간이 정지된 상태에서 파악되는 하중을 의미하는 것이고, 후자는 시간의 흐름을 고려하여 파악된 하중을 의미한다.The load of the aircraft is divided into a static load and a dynamic load. The former static load means a load that is grasped when the time is stopped during the load analysis of the aircraft. It means the load identified by considering the flow of.

한편, 종래에 항공기의 정적 하중 분석은 공력 산출 데이터와 중량 산출 데이터를 수집하고 시뮬레이션 시스템으로부터 비행 시뮬레이션 데이터를 전송받아, 그 데이터를 토대로 작업자가 직접 정적 하중 해석을 위한 계산을 수행하는 방법으로 작업이 이루어졌다.Meanwhile, the conventional static load analysis of the aircraft collects aerodynamic data and weight calculation data, receives flight simulation data from the simulation system, and based on the data, the operator directly performs calculations for static load analysis. Was done.

그러나, 이와 같은 종래의 방법은 작업자가 수작업에 의존해야 하므로 작업 시간이 과다하게 소요되며, 그에 따라 다양한 비행 기동들에 대한 심도있는 하중 해석을 수행하기 어려운 문제점이 있었다.However, such a conventional method requires excessive work time because the operator has to rely on manual labor, and thus it is difficult to perform in-depth load analysis for various flight maneuvers.

이러한 문제점을 해결하기 위해 본 발명은, 항공기 운용 중에 발생할 수 있는 모든 기동(maneuver)에 대한 하중해석을 짧은 시간내에 자동으로 계산하는 방법 과 그에 관한 프로그램을 제공하는 것을 목적으로 한다.In order to solve this problem, it is an object of the present invention to provide a method and a program for automatically calculating a load analysis for all maneuvers that may occur during aircraft operation in a short time.

이러한 목적을 달성하기 위해 본 발명은, The present invention to achieve this object,

(a) 항공기의 상세 데이터를 판독하는 단계; (b) 상기 항공기의 단위 관성력(unit inertia)을 계산하는 단계; (c) 상기 항공기의 기동 조건 및 상기 기동 조건에 대응하는 공력 데이터 베이스를 판독하는 단계; (d) 상기 기동 조건에서의 트림(trim) 상태를 만족시키는 값으로 미지의 비행 파라미터를 계산하는 단계; (e) 상기 계산된 비행 파라미터 값을 적용하여 판넬당 공력과 절점당 관성력을 계산하는 단계; 및 (f) 상기 항공기 구조물의 순하중(net load)을 계산하는 단계;를 포함하여 구성하는 것을 특징으로 하는 정적 하중 해석 방법을 제공한다.(a) reading detailed data of the aircraft; (b) calculating unit inertia of the aircraft; (c) reading a maneuver condition of the aircraft and an aerodynamic database corresponding to the maneuver condition; (d) calculating an unknown flight parameter to a value that satisfies a trim state in the maneuver condition; (e) calculating aerodynamics per panel and inertial forces per node by applying the calculated flight parameter values; And (f) calculating the net load (net load) of the aircraft structure provides a static load analysis method comprising the configuration.

이하, 본 발명의 바람직한 실시예를 첨부된 도면들을 참조하여 상세히 설명한다. 우선 각 도면의 구성요소들에 참조부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소 들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 가지도록하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 본 발명을 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다.Hereinafter, exemplary embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. First of all, in adding reference numerals to the components of each drawing, it should be noted that the same reference numerals have the same reference numerals as much as possible even if displayed on different drawings. In the following description of the present invention, a detailed description of known functions and configurations incorporated herein will be omitted when it may make the subject matter of the present invention rather unclear.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 정적하중 해석 방법을 설명하기 순서도이다.1 is a flowchart illustrating a static load analysis method according to an embodiment of the present invention.

본 발명의 실시예에 따른 정적하중 해석 방법은 항공기의 상세 데이터를 판독하는 제 1 단계(S1); 상기 항공기의 단위 관성력을 계산하는 제 2 단계(S2); 상 기 항공기의 기동조건 및 상기 기동 조건에 대응하는 공력 데이터 베이스를 판독하는 제 3 단계;(S3) 상기 제 3 단계에서 판독된 기동조건 및 공력 데이터를 적용하여 항공기의 트림(trim) 상태를 만족시키는 값으로 미지의 비행 파라미터를 계산하는 제 4 단계(S4); 상기 비행 파라미터 데이터를 적용하여 항공기의 판넬당 공력과 절점당 관성력을 계산하는 제 5 단계(S5); 상기 계산된 판넬당 공력 및 절점당 관성력 데이터를 적용하여 항공기 각 구조물의 순하중(net load)을 계산하는 제 6 단계(S6); 및 상기 계산 결과값 들을 수치로 출력하는 제 7 단계(S9);를 포함하여 구성할 수 있다.Static load analysis method according to an embodiment of the present invention includes a first step (S1) for reading the detailed data of the aircraft; Calculating a unit inertia force of the aircraft (S2); A third step of reading a maneuver condition and an aerodynamic database corresponding to the maneuver condition of the aircraft; (S3) applying a maneuver condition and aerodynamic data read out in the third step to satisfy a trim state of the aircraft; A fourth step (S4) of calculating an unknown flight parameter with a value to make; A fifth step (S5) of calculating aerodynamics per panel and inertial forces per node of the aircraft by applying the flight parameter data; A sixth step (S6) of calculating the net load of each structure of the aircraft by applying the calculated per-panel aerodynamic force and per-node inertial force data; And a seventh step S9 of outputting the calculation result values as numerical values.

또한 바람직한 실시예로서, 본 발명의 정적 하중 해석 방법은 상기 제 6 단계 후에 상기 순하중의 계산 결과 항공기 조종면의 힌지 모멘트가 제한 범위를 초과하는지 판단하는 단계(S7);를 더 포함하고, 상기 힌지 모멘트가 제한 범위를 초과하지 않는 경우에만 상기 제 7 단계(S9); 과정이 수행되고, 초과하는 경우에는 상기 힌지 모멘트를 제한 범위 이내 값으로 조정하기 위해 관련 비행 파라미터를 미리 정해진 특정 단계에 따라 감소시킨 후에 다시 상기 제 4 단계(S4); 과정으로 복귀하도록 구성할 수 있다(S8).Also in a preferred embodiment, the static load analysis method of the present invention further comprises the step (S7) of determining whether the hinge moment of the aircraft control surface exceeds the limit range after the calculation of the net load after the sixth step; The seventh step S9 only if the moment does not exceed the limit range; The process is carried out, if exceeded, in order to adjust the hinge moment to a value within the limiting range, after reducing the relevant flight parameter according to a predetermined specific step, the fourth step (S4) again; It may be configured to return to the process (S8).

도 1을 참고하여 설명하면, 정적해석을 수행하기 위한 항공기의 상세 데이터를 판독하는 제 1 단계(S1);는 본 발명의 실시예에 따라 판넬당 공력 계산, 절점당 관성력 계산, 안정성 미계수(stability derivative) 계산 및 조종면 각도 계산 등 각종 계산을 수행하기 위해 필요한 상기 항공기의 각종 데이터를 인식하는 과정이다.Referring to Figure 1, the first step (S1) for reading the detailed data of the aircraft for performing the static analysis; according to an embodiment of the present invention aerodynamic calculation per panel, inertial force calculation per node, stability non-coefficient ( stability derivative) is a process of recognizing the various data of the aircraft necessary to perform various calculations, such as calculation and control plane angle calculation.

이를 위해 본 발명이 적용되는 시스템은 상기 항공기의 상세 데이터에 대한 자료를 미리 저장하고 있어야 하며, 필요에 따라 이를 호출(call)하여 사용하는 것으로 구성한다.To this end, the system to which the present invention is applied should store data on detailed data of the aircraft in advance, and call and use it as necessary.

바람직한 실시예로서 상기 항공기의 상세 데이터는 데이터베이스로 구축된 항공기의 질량 데이터, 공력 데이터, 공력 모델, 항공기 모델 및 비행 시뮬레이션으로부터 전송받아 저장되는 데이터이다.In a preferred embodiment, the detailed data of the aircraft is data stored and transmitted from the mass data, aerodynamic data, aerodynamic model, aircraft model and flight simulation of the aircraft constructed as a database.

또한, 바람직한 실시예로서, 상기 질량 데이터베이스는 상기 항공기의 점적 질량 데이터(Point Mass Data) 및 집중 질량 데이터(Concentrated Mass Data)를 포함하는 것으로, 상기 공력 데이터베이스는 각 비행 파라미터의 압력계수(rigid & flexible pressure coefficient) 데이터를 포함하는 것으로, 상기 공력 모델은 공력 판넬의 중심좌표, 면적, 벡터 데이터를 포함하는 것으로, 상기 항공기 모델은 Ref area, Ref chord, Ref span, 조종면 스케쥴, 날개 정보, 동체 데이터를 포함하는 것으로 구성할 수 있다. 또한, 상기 비행 시뮬레이션으로부터 전송받아 저장되는 데이터는 각 기동조건에 따른 비행 파라미터 정보를 포함하는 것으로 구성할 수 있다.In addition, as a preferred embodiment, the mass database includes the point mass data and the concentrated mass data of the aircraft, wherein the aerodynamic database is a pressure coefficient (rigid & flexible) of each flight parameter. pressure coefficient) data, wherein the aerodynamic model includes center coordinates, area, and vector data of an aerodynamic panel, and the aircraft model includes a Ref area, a Ref chord, a Ref span, a control plane schedule, wing information, and fuselage data. It can comprise by including. In addition, the data received and stored from the flight simulation may be configured to include flight parameter information according to each maneuvering condition.

상기 항공기의 단위 관성력을 계산하는 제 2 단계(S2);는 상기 제 1 단계(S1);에서 구해진 상기 항공기의 상세 데이터를 참조하여 비행기의 각 방향별의 단위 가속도(선형가속도: Nx, Ny, Nz, 각가속도: pdot, qdot, rdot)당 6 분력(항력, 양력, 횡력, 종적 모멘트, 횡적 모멘트, 수평 모멘트)을 계산하는 것을 의미한다.The second step (S2) of calculating the unit inertial force of the aircraft; is the unit acceleration (linear acceleration: Nx, Ny, each direction of the plane with reference to the detailed data of the aircraft obtained in the first step (S1); Nz, angular acceleration: pdot, qdot, rdot) It is to calculate 6 components (drag, lift, lateral force, longitudinal moment, lateral moment, horizontal moment).

상기 단위 관성력 계산에 대한 결과값은 메모리에 임시로 저장된 후 후술할 항공기의 트림 상태를 만족시키는 비행 파라미터를 계산하는 과정(S4) 및 절점당 관성력을 구하는 과정(S5)에서의 선형적 계산에 필요한 데이터로 제공된다.The result of the unit inertial force calculation is temporarily stored in the memory and is required for the linear calculation in the process of calculating flight parameters satisfying the trim state of the aircraft to be described later (S4) and the inertial force per node (S5). Provided by the data.

본 발명에서 항공기의 기동조건 및 상기 기동 조건에 대응하는 공력 데이터 베이스를 판독하는 제 3 단계(S3);는 본 발명의 실시예에 따라 판넬당 공력 계산 및 절점당 관성력을 계산 수행에 필요한 상기 항공기의 기동 조건에 따른 파라미터 및 상기 파라미터의 압력계수 데이터를 인식하는 과정이다.According to an embodiment of the present invention, a third step (S3) of reading an aerodynamic database corresponding to the maneuvering condition of the aircraft and the maneuvering condition of the present invention may include the aerodynamic calculation per panel and the inertial force per node according to an embodiment of the present invention. The process of recognizing the parameter and the pressure coefficient data of the parameter according to the starting condition.

도 2A를 참조하면, 바람직한 실시예에 따라, 상기 항공기의 기동조건 데이터는 비행 시뮬레이션 시스템으로부터 전송받아 데이터베이스로 저장하고 있는 각 기동 조건별 비행 파라미터 데이터 중에서 분석대상으로 지정된 데이터이다.Referring to FIG. 2A, according to a preferred embodiment, the maneuver condition data of the aircraft is data designated as an analysis target among flight parameter data for each maneuver condition received from a flight simulation system and stored in a database.

또한, 상기 기동조건 데이터에 포함된 비행 파라미터는 상기 기동에서의 비행고도, 속도, 가속도, 각속도, 각가속도 및 조종면 각도를 포함한다.In addition, the flight parameters included in the maneuver condition data include flight altitude, speed, acceleration, angular velocity, angular acceleration, and control plane angle in the maneuver.

특히 본 발명에서, 상기 비행 파라미터는 상기 데이터베이스로 저장하고 있는 데이터뿐만 아니라, 미지의 데이터도 또한 상기 기동에서의 트림 조건을 만족하는 식으로 계산하여서 비행 하중 해석을 위한 자료로 제공하는 것을 특징으로 한다. 다만, 설명의 편의상 그 세부적 구성은 S4 단계;를 설명하면서 함께 상세히 설명하도록 한다.In particular, in the present invention, the flight parameters are not only data stored in the database, but also unknown data are calculated in such a manner as to satisfy the trim condition in the maneuver to provide data for flight load analysis. . However, for the convenience of description, the detailed configuration thereof will be described in detail together with step S4.

또한, 도 2B를 참조하면, 상기 공력 데이터베이스는 풍동 실험에 의한 각 파라미터별 압력 계수를 항공기의 판넬별로 저장한 데이터이며, 후술할 항공기의 판넬당 공력을 구하는 과정(S5)에서의 전체 압력 계수 산출을 위한 필수 데이터로 제 공된다.In addition, referring to Figure 2B, the aerodynamic database is the data of the pressure coefficient for each parameter by the wind tunnel experiment for each panel of the aircraft, the calculation of the total pressure coefficient in the process of calculating the aerodynamic per panel of the aircraft to be described later (S5) It is provided as essential data for.

상기 제 3 단계;에서 판독된 특정 기동조건 및 공력 데이터를 적용하여 항공기의 트림(trim) 상태를 만족시키는 값으로 미지의 비행 파라미터를 계산하는 제 4 단계(S4);는 앞서 설명한 바와 같이 데이터베이스로 저장된 비행 파라미터 정보뿐만 아니라 미지의 비행 파라미터를 계산함으로써 해석의 유연성을 제공하는 과정이다.The fourth step (S4) of calculating the unknown flight parameter to a value that satisfies the trim state of the aircraft by applying the specific maneuver condition and aerodynamic data read in the third step; It is a process that provides flexibility of analysis by calculating unknown flight parameters as well as stored flight parameter information.

바람직한 실시예에 따라 상기 계산에 의해 도출되는 비행 파라미터는 상기 미지의 비행 파라미터뿐만 아니라 기존에 존재하는 데이터를 미지값으로 지정함으로써 계산에 의해 새롭게 도출하는 비행 파라미터일 수 있다.According to a preferred embodiment, the flight parameter derived by the calculation may be a flight parameter newly derived by calculation by specifying not only the unknown flight parameter but also existing data as an unknown value.

이하, 도 3을 참조하여 본 발명의 실시예에 따른 동적 해석 방법에 적용되는 비행 파라미터를 조정하는 방법을 설명하도록 한다.Hereinafter, a method of adjusting a flight parameter applied to a dynamic analysis method according to an embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. 3.

본 발명의 실시예에 따른 비행 파라미터를 조정하는 방법은 공력과 관성력이 평형을 이루도록 하는 상태, 즉 트림(trim) 조건을 만족하도록 하는 비행 변수를 계산하는 과정이다.The method for adjusting flight parameters according to an embodiment of the present invention is a process of calculating flight variables to satisfy a condition that trims aerodynamic and inertia forces, that is, a trim condition.

동적 평형이 만족되기 위해서는 항공기의 상태가 하기의 식을 만족하여야 한다.In order for the dynamic balance to be satisfied, the condition of the aircraft must satisfy the following equation.

즉, 동적 평형이 만족되기 위해서는 공력(F_aero)과 관성력(F_inertia) 및 그 모멘 트의 벡터 합이 0이 되어야 하며, 이는 다음의 식으로 변환하여 표현될 수 있다.In other words, in order for the dynamic equilibrium to be satisfied, the vector sum of the aerodynamic force (F _aero ), the inertia force (F _inertia ), and its moment must be zero, which can be expressed by the following equation.

[TA][TV]= 0[TA] [TV] = 0

여기서, [TA(Trim array)](이하, 트림 어레이라 칭함)는 단위 비행 파라미터당 받는 항공기 전체의 Fx, Fy, Fz, Mx, My, Mz(이하 안정성 계수라 칭함)를 각 비행 파라미터별로 배열한 행렬이다.Here, [TA (Trim array)] (hereinafter referred to as a trim array) is arranged for each flight parameter Fx, Fy, Fz, Mx, My, Mz (hereinafter referred to as stability coefficient) of the entire aircraft received per unit flight parameters Is a matrix.

상기 안정성 계수(stability derivative)는 특정 비행 파라미터를 변화시킬 때 항공기의 토탈 힘이 어떻게 변하는지 알 수 있도록 하는 자료로서, 바람직한 실시예에 따라, 본 발명에서는 풍동 실험에 의해 미리 각 항공기 별 및 기동 조건별로 측정한 실험 데이터를 기준으로 상기 안정성 계수를 산출하는 것으로 구성한다.The stability derivative is a data that shows how the total force of the aircraft changes when a specific flight parameter is changed. According to a preferred embodiment, in the present invention, each aircraft and maneuvering conditions are previously determined by wind tunnel experiments. The stability coefficient is calculated based on the experimental data measured for each.

또한, [TV(Trim variable)](이하, 트림 변수라 칭함)는 트림 조건을 만족시키는 비행 파라미터 행렬을 의미한다.In addition, [TV (Trim variable)] (hereinafter, referred to as a trim variable) means a flight parameter matrix satisfying a trim condition.

표 1은 트림 어레이의 이해를 돕기 위해 제시한 예시 자료(트림 어레이)이다.Table 1 is an example material (trim array) presented to help understand the trim array.

표 1을 참조하면, 본 발명에서는 풍동 실험에 의해 측정된 데이터를 기준으로 힘과 모멘트의 X축, Y축, Z축 방향 각 공력 안정 미계수 데이터를 계산한 후, 상기 계산된 공력 안정 미계수 데이터를 상기 수학식 1에 적용함으로써 최대 6개의 미지 비행 파라미터를 도출해 낼 수 있다.Referring to Table 1, in the present invention, after calculating the aerodynamic stability non-coefficient data for each of the X-axis, Y-axis, and Z-axis directions of the force and the moment based on the data measured by the wind tunnel test, the calculated aerodynamic stability coefficient By applying the data to Equation 1, up to six unknown flight parameters can be derived.

따라서, 상기 트림 변수는 6개 이내의 미지의 비행 파라미터(이하 [TV_free]로 표시하고 자유 트림 파라미터라 칭함) 및 이미 입력값으로 설정된 비행 파라미터(이하 [TV_fixed]로 표시하고 고정 트림 파라미터로 칭함) 데이터로 구성되며, 이하 [TV_free]에 대응하는 트림 어레이를 [TA_free]로 [TV_fixed]에 대응하는 트림 어레이를 [TA_fixed]로 표시하여 수학식 1을 변환하면 다음과 같다.Thus, the trim parameters are represented by up to six unknown flight parameters (hereinafter referred to as [TV _free ] and free trim parameters) and flight parameters already set as inputs (hereinafter referred to as [TV _fixed ] and fixed as fixed trim parameters). quot;) it consists of data, less than [TV _free] trim array corresponding to the stream array in [TV _fixed] to [TA _free] and represented by [TA _fixed] If the conversion equation (1) corresponding to the following:

즉, 본 발명에서 제 4 단계(S4); 과정은 풍동 실험 측정에 의해 추출한 데이터를 기준으로 계산한 공력 안정 미계수 데이터 및 상기 S1 내지 S2 단계;에서 인식 및 계산된 각 비행 파라미터 데이터를 이용하여 수학식 2에 적용함으로써 6개 이내의 자유 트림 파라미터([TV_free])를 계산해내는 것을 특징으로 한다.That is, the fourth step (S4) in the present invention; The process is applied to Equation 2 using aerodynamic stability non-coefficient data calculated on the basis of data extracted by wind tunnel measurement and each flight parameter data recognized and calculated in steps S1 to S2; It is characterized by calculating a parameter [TV _free ].

이를 위해 본 발명은 트림 솔루션을 초기화 하는 단계(S402); 항공기 공력 안정 미계수를 호출(Call)하는 단계(S404); 및 상기 공력 안정 미계수를 적용하여 자유 트림 파라미터를 계산하는 단계(S406); 과정을 제공한다.To this end, the present invention is to initialize the trim solution (S402); Calling the aircraft aerodynamic stability coefficient (S 404); Calculating a free trim parameter by applying the aerodynamic stability coefficient (S406); Provide a course.

그러나 상기 수학식 2에 의해 도출한 자유 트림 파라미터가 비행 조종 장치(Flight Control System)의 제한 범위(AOA, 조종면 각도 등)를 초과하는 경우에는 항공기 설계 영역 내에서의 데이터가 아니므로 유효한 데이터로 선택할 수 없다. 예컨대, T-50 항공기의 경우 비행 조종 장치는 받음각의 극대치 값을 25°로 제한하고 있으므로, 상기 수학식 2에 의해 자유 트림 파라미터가 받음각 30°로 계산되었다면 상기 받음각에 대응하는 자유 트림 파라미터를 극대치 값(extreme value)으로 조정한 후 상기 받음각과 관련되는 비행 파라미터(상기 받음각을 독립 변수로 하는 비행 파라미터, 예컨대 선형가속도 N_Z)를 재조정하여 리-트림(Re-Trim) 시킬 필요가 있다.However, if the free trim parameter derived from Equation 2 exceeds the limit of flight control system (AOA, control plane angle, etc.), it is not the data within the aircraft design area, so it is selected as valid data. Can't. For example, in the case of the T-50 aircraft, the flight control device limits the maximum value of the angle of attack to 25 °. Therefore, if the free trim parameter is calculated as the angle of attack of 30 ° according to Equation 2, the maximum trim value corresponding to the angle of attack is maximized. After adjusting to an extreme value, it is necessary to re-trim by adjusting the flight parameter (flight parameter having the angle of attack as an independent variable, for example, linear acceleration N _Z ) related to the angle of attack.

따라서, 본 발명은 상기 S406 단계; 후에 상기 자유 트림 파라미터가 비행 조종 장치의 제한 범위를 초과하는지 판단하는 단계(S408); 초과하는 경우, 상기 자유 트림 파라미터를 상기 제한 범위의 극대치(Extreme Value)까지로 제한하는 단계(S410); 상기 제한된 자유 트림 파라미터에 대응하여 혼합 파라미터(blended parameter)를 재정의(Redefine) 하는 단계(S412); 및 상기 제한된 자유 트림 파라미터를 고정 트림 파라미터로 지정한 후 상기 S402 단계;로 복귀하는 단계(S414);를 더 포함하는 것으로 구성한다. 여기서 혼합 파라미터란, 상기 자유 트림 파라미터를 변수로 갖는 다른 비행 파라미터를 의미한다.Thus, the present invention is the step S406; Determining (S408) whether the free trim parameter exceeds a limit of a flight control device afterwards; If exceeding, limiting the free trim parameter to an extreme value of the limiting range (S410); Redefining a blended parameter in response to the limited free trim parameter (S412); And specifying the limited free trim parameter as the fixed trim parameter, and returning to step S402 (S414). Herein, the mixed parameter means another flight parameter having the free trim parameter as a variable.

또한, 바람직한 실시예에 따라, 본 발명은 상기 S408 단계;에서 자유 트림 파라미터가 비행 조종 장치의 제한 범위를 초과하지 않는 것으로 판단되는 경우, 상기 계산된 자유 트림 파라미터를 독립변수로 하는 테이블 룩업 함수(table lookup function)가 수렴(converged)되었는지 판단하는 단계(S416);를 더 포함할 수 있다.According to a preferred embodiment of the present invention, when it is determined in step S408 that the free trim parameter does not exceed the limit of the flight control device, the table lookup function having the calculated free trim parameter as an independent variable ( and determining whether the table lookup function is converged (S416).

상기 S416 단계;에서의 판단 결과 상기 테이블 룩업 함수(table lookup function)가 수렴된 경우(즉, 가변 변수 값이 모두 계산된 경우)에는 상기 계산된 자유 트림 파라미터 및 고정 트림 파라미터 값을 적용하여 항공기의 판넬당 공력과 절점당 관성력을 계산하는 제 5 단계(S5); 과정이 수행된다.When the table lookup function is converged (ie, when all of the variable variable values have been calculated) as a result of the determination in step S416, the calculated free trim parameter and the fixed trim parameter value are applied to the aircraft. A fifth step (S5) of calculating aerodynamic force per panel and inertial force per node; The process is carried out.

다시 도 1을 참조하면, 항공기의 판넬당 공력과 절점당 관성력을 계산하는 제 5 단계(S5);는 상기 제 4 단계(S4);에서 계산된 비행변수(자유 트림 파라미터 및 고정 트림 파라미터)를 적용하여 각 기동조건에 따른 선형적 계산을 하는 방법으로 수행된다.Referring back to FIG. 1, a fifth step S5 of calculating an aerodynamic force per panel and an inertial force per node of the aircraft may include the flight variables (free trim parameter and fixed trim parameter) calculated in the fourth step S4. It is applied by linear calculation according to each starting condition.

먼저, 판넬당 공력 계산은 공력 선형식을 이용하여, 비행변수에 해당하는 공력 모델의 판넬당 압력계수(Cp)를 계산한 후, 상기 판넬당 압력계수와 판넬 면적 및 동압을 곱함으로써 계산된다.First, aerodynamic calculation per panel is calculated by calculating the pressure coefficient per panel (Cp) of the aerodynamic model corresponding to the flight variable, and then multiplying the pressure coefficient per panel by the panel area and dynamic pressure.

여기서, 판넬당 압력 계수는,Here, the pressure coefficient per panel is

의 선형식에 의하며,By the linear equation of

따라서, 판넬당 공력은,Therefore, aerodynamic per panel is

식에 의해 계산된다.Calculated by the formula

다음으로, 관성력 계산은 중량 모델 절점에 해당하는 국소가속도를 상기 비행 파라미터로부터 추출한 후, 상기 추출한 국소가속도와 질량을 곱함으로써 계산된다.Next, the inertial force calculation is calculated by extracting the local acceleration corresponding to the weight model node from the flight parameters and then multiplying the extracted local acceleration by the mass.

여기서, 국소가속도는,Here, local acceleration is

N : 항공기 중량 중심(CG: Center of Gravity) 점의 선형가속도 벡터N: Linear acceleration vector of the center of gravity (CG) point

w: 각속도 벡터w: angular velocity vector

r: 항공기 중량 중심과 중량 절점의 거리r: distance between the aircraft's center of gravity and its weight node

식에 의하며,By the formula,

따라서, 절점당 관성력은,Therefore, the inertia force per node is

식에 의해 계산된다.Calculated by the formula

즉, 본 발명에서 상기 제 5 단계(S5);는 판넬당 압력 계수 선형식을 로딩한 후, 앞선 단계(S3 및 S4)에서 도출한 각 파라미터별 압력 계수 및 파라미터 데이터를 상기 선형식에 적용함으로써 판넬당 토탈 압력 계수를 구하고, 구해진 상기 판넬당 토탈 압력 계수에 판넬 면적 및 동압을 곱함으로써 판넬당 공력을 계산하는 과정 및 상기 관성력 계산식을 로딩하여 상기 비행 파라미터로부터 추출한 국소가속도와 질량을 곱함으로써 관성력을 계산하는 과정을 포함한다.That is, in the present invention, the fifth step (S5); by loading the pressure coefficient linear equation per panel, by applying the pressure coefficient and parameter data for each parameter derived in the preceding steps (S3 and S4) to the linear equation Obtaining the total pressure coefficient per panel, multiplying the calculated total pressure coefficient per panel by panel area and dynamic pressure, and loading the inertia force formula and multiplying the local acceleration and mass extracted from the flight parameters to inertial force It includes the process of calculating.

한편, 본 발명에서 항공기 구조물의 순하중(net load)을 계산하는 제 6 단계(S6);는 상기 제 5 단계(S5);에서 계산된 관성력과 공력을 각 구조물별로 적분함으로써 그 구조물의 공력 하중 및 관성 하중을 산출하고 이 두 성분의 합 벡터 값을 계산함으로써 수행된다. 또한, 같은 방법으로 상기 관성력과 거리의 곱을 적분함으로써 그 구조물의 관성력에 의한 모멘트와 공력에 의한 모멘트를 산출하고 이 두성분의 합 벡터 값을 계산함으로써 각 구조물의 모멘트를 계산한다.Meanwhile, in the present invention, the sixth step S6 of calculating a net load of the aircraft structure; the aerodynamic load of the structure by integrating the inertia force and aerodynamic force calculated in the fifth step S5 for each structure. And calculating the inertial load and calculating the sum vector value of these two components. In addition, by integrating the product of the inertia force and distance in the same manner, the moment by the moment of inertia and the aerodynamic force of the structure is calculated, and the moment of each structure is calculated by calculating the sum vector value of the two components.

도 4를 참조하여, 항공기 날개 구조물에 대한 전단력과 각 모멘트의 종류를 그 부호규약과 함께 설명한다.With reference to FIG. 4, the shear force and the type of each moment for the aircraft wing structure will be described together with the code convention.

먼저, 항공기의 날개 구조물에 대한 전단력(shear)(40)은 날개에 포함된 관성력과 공력을 적분함으로써 계산된다.First, the shear force 40 for the wing structure of the aircraft is calculated by integrating the inertia force and aerodynamics contained in the wing.

또한, 상기 날개 구조물의 벤딩 모멘트(bending moment)(41)는,In addition, the bending moment 41 of the wing structure,

의 식에 의하며 이때, 거리 벡터는 계산 기준점으로부터 힘이 작용하는 점까지의 거리를 크기로 하고, 방향은 힘 벡터의 y 방향 성분을 갖는다.In this case, the distance vector is the magnitude of the distance from the calculation reference point to the point where the force acts, and the direction has the y-direction component of the force vector.

또한, 상기 날개 구조물의 피칭 모멘트(pitching moment)(42)는,In addition, the pitching moment 42 of the wing structure,

의 식에 의하며 이때, 거리 벡터는 계산 기준점으로부터 힘이 작용하는 점까지의 거리를 크기로 하고, 방향은 힘 벡터의 x 방향 성분을 갖는다.In this case, the distance vector is the distance from the calculation reference point to the point where the force acts, and the direction has the x direction component of the force vector.

본 발명에서는 항공기 구조물의 순하중(net load)을 계산하는 제 6 단계(S6); 이후에, 상기 계산된 결과값들을 디스플레이부를 통해 수치로 출력하는 제 7 단계(S9);과정을 더 포함한다.In the present invention, the sixth step (S6) for calculating the net load (net load) of the aircraft structure; Thereafter, a seventh step S9 of outputting the calculated result values as numerical values through a display unit; further includes a process.

한편, 본 발명에서는 상기 제 6 단계(S6); 이후에 항공기의 조종면(Flight Control Surface)이 힌지 모멘트 제한 범위를 초과하는지 판단하는 단계(S7);를 더 포함할 수 있다. On the other hand, in the present invention the sixth step (S6); Thereafter, the method may further include determining whether the flight control surface of the aircraft exceeds the hinge moment limit range (S7).

상기 S7 단계;에 대해서는 도 5를 함께 참조하여 설명한다.The step S7; will be described with reference to FIG.

힌지 모멘트 제한 범위는 조종면(Flight Control Surface)의 변위 제어가 불가능해 지는 한계점을 의미하는 것으로, 만일 상기 제 6 단계(S6); 과정에 의해 계산된 힌지 모멘트가 그 제한 범위를 초과하는 것으로 판단되는 경우 이는 항공기 설계 영역 내에서의 데이터가 아니므로 유효한 데이터로 선택할 수 없다.The hinge moment limit range means a limit point at which the displacement control of the flight control surface becomes impossible, and if the sixth step (S6); If the hinge moment calculated by the process is found to exceed the limit, it is not data within the aircraft design area and therefore cannot be selected as valid data.

따라서, 조종면의 힌지 모멘트가 그 제한 범위를 벗어나는지 확인한 후, 벗어난 것으로 판단되는 경우에는 관련 비행 파라미터(pdot, p, β, δ, N_Z)를 조정하여 리-트림 시킬 필요가 있다.Therefore, after confirming that the hinge moment of the control surface is out of the limit, it is necessary to re-trim by adjusting the relevant flight parameters (pdot, p, β, δ, N _Z ) if it is determined to be out of bounds.

이를 위해, 본 발명에서는 상기 S7 단계;에서의 판단 결과 상기 조종면의 힌 지 모멘트가 그 제한 범위를 초과하지 않는 것으로 판단되는 경우에만 상기 제 7 단계(S9); 과정이 수행되고, 초과하는 것으로 판단된 경우에는 상기 힌지 모멘트를 제한 범위 이하의 값으로 완화시키기 위해, 대응하는 고정 트림 파라미터(pdot, p, β, δ, N_Z)를 미리 정해진 특정 단계별로 감소시킨 후(S801~S810) 다시 상기 제 4 단계(S4); 과정으로 복귀하도록 하는 단계(S8);를 더 포함하는 것으로 구성한다.To this end, in the present invention, the seventh step (S9) only when it is determined that the hinge moment of the steering surface does not exceed the limit as a result of the determination in step S7; The process is performed and if it is determined to exceed, the corresponding fixed trim parameters (pdot, p, β, δ, N _Z ) are reduced by a predetermined specific step in order to relax the hinge moment to a value below the limit. After (S801 ~ S810) to the fourth step (S4) again; And returning to the process (S8).

본 발명에 의한 정적하중 해석 방법은 또한 컴퓨터로 읽을 수 있는 기록매체에 컴퓨터가 읽을 수 있는 코드로서 구현되는 것이 가능하다. 컴퓨터가 읽을 수 있는 기록매체의 예로는 ROM, RAM, CD-ROM, 자기 테이프, 하드 디스크, 플로피 디스크, 플래쉬 메모리, 광 데이타 저장장치 등이 있으며, 또한 캐리어 웨이브(예를 들면, 인터넷을 통한 전송)의 형태로 구현되는 것도 포함된다. The static load analysis method according to the present invention can also be embodied as computer readable code on a computer readable recording medium. Examples of computer-readable recording media include ROM, RAM, CD-ROM, magnetic tape, hard disk, floppy disk, flash memory, optical data storage, and the like, as well as carrier waves (eg, transmission over the Internet). Included is implemented in the form of).

이상의 설명은 본 발명의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 다양한 수정 및 변형이 가능할 것이다. 따라서, 본 발명에 개시된 실시예들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.The foregoing description is merely illustrative of the technical idea of the present invention, and various changes and modifications may be made by those skilled in the art without departing from the essential characteristics of the present invention. Therefore, the embodiments disclosed in the present invention are not intended to limit the technical idea of the present invention but to describe the present invention, and the scope of the technical idea of the present invention is not limited by these embodiments. The protection scope of the present invention should be interpreted by the following claims, and all technical ideas within the equivalent scope should be interpreted as being included in the scope of the present invention.

이상에서 설명한 바와 같이 본 발명에 의하면, 항공기 운용 중에 발생할 수 있는 각종 상황에 따른 각 부재의 정적 하중을 계산할 수 있는 효과가 있다.As described above, according to the present invention, there is an effect that can calculate the static load of each member according to various situations that may occur during the operation of the aircraft.

또한, 항공기의 실제 동작 상황과 대응되도록 각 비행 파라미터를 조정하여 정적 하중 계산을 수행함으로써 보다 현실성있게 하중을 계산할 수 있는 효과가 있다.In addition, it is possible to calculate the load more realistically by performing the static load calculation by adjusting each flight parameter to correspond to the actual operating situation of the aircraft.

Claims

삭제delete

(a) 항공기의 상세 데이터를 판독하는 단계;(a) reading detailed data of the aircraft;

(b) 상기 항공기의 단위 관성력(unit inertia)을 계산하는 단계;(b) calculating unit inertia of the aircraft;

(c) 상기 항공기의 기동 조건 및 상기 기동 조건에 대응하는 공력 데이터 베이스를 판독하는 단계;(c) reading a maneuver condition of the aircraft and an aerodynamic database corresponding to the maneuver condition;

(d) 상기 기동 조건에서의 트림(trim) 상태를 만족시키는 값으로 미지의 비행 파라미터를 계산하는 단계;(d) calculating an unknown flight parameter to a value that satisfies a trim state in the maneuver condition;

(e) 상기 계산된 비행 파라미터 값을 적용하여 판넬당 공력과 절점당 관성력을 계산하는 단계;(e) calculating aerodynamics per panel and inertial forces per node by applying the calculated flight parameter values;

(f) 상기 항공기 구조물의 순하중(net load)을 계산하는 단계;(f) calculating a net load of the aircraft structure;

(g) 계산된 조종면의 힌지 모멘트(Control Surface Hinge Moment)가 한계 범위를 초과하는지 여부를 판단하는 단계; 및(g) determining whether the calculated control surface hinge moment exceeds the limit range; And

(h1) 계산된 상기 순하중 데이터를 수치로 출력하는 단계를 포함하고,(h1) outputting the calculated net load data numerically,

상기 (h1) 단계는 상기 (g) 단계에서의 상기 조종면의 힌지 모멘트가 상기 한계 범위를 초과하지 않는 경우에 수행되는 것을 특징으로 하는 정적 하중 해석 방법.The step (h1) is performed when the hinge moment of the control surface in the step (g) does not exceed the limit range.

(e) 상기 계산된 비행 파라미터 값을 적용하여 판넬당 공력과 절점당 관성력을 계산하는 단계; 및(e) calculating aerodynamics per panel and inertial forces per node by applying the calculated flight parameter values; And

(g) 계산된 조종면의 힌지 모멘트가 한계 범위를 초과하는지 판단하는 단계; 및(g) determining whether the calculated hinge moment of the control surface exceeds a limit range; And

(h2) 상기 힌지 모멘트 계산에 관련되는 트림 파라미터를 미리 정해진 특정 단계별로 감소시킨 후 상기 (d) 단계로 복귀하는 단계를 포함하고,(h2) reducing the trim parameter related to the hinge moment calculation in a predetermined specific step and then returning to step (d);

상기 (h2) 단계는 상기 (g) 단계에서의 상기 조종면의 힌지 모멘트가 상기 한계 범위를 초과하는 경우에 수행되는 것을 특징으로 하는 정적 하중 해석 방법.The step (h2) is carried out when the hinge moment of the control surface in the step (g) exceeds the limit range.

제 2 항 또는 제 3 항에 있어서,The method according to claim 2 or 3,

상기 (d) 단계는,In step (d),

(d1) 트림 솔루션을 초기화 하는 단계;(d1) initializing the trim solution;

(d2) 항공기 공력 안정 미계수를 호출(call)하는 단계;(d2) calling the aircraft aerodynamic stability coefficients;

(d3) 상기 공력 안정 미계수를 적용하여 자유 트림 파라미터를 계산하는 단계;(d3) calculating a free trim parameter by applying the aerodynamic stability factor;

(d4) 상기 자유 트림 파라미터가 비행 조종 장치의 제한 범위를 초과하는지 판단하는 단계;(d4) determining whether the free trim parameter exceeds a limit of the flight control device;

(d5) 상기 자유 트림 파라미터를 상기 제한 범위의 극대치(Extreme Value)까지로 제한하는 단계;(d5) limiting the free trim parameter to an extreme value of the limit range;

(d6) 상기 제한된 자유 트림 파라미터에 대응하여 혼합 파라미터를 재정의(Redefine) 하는 단계;(d6) redefining a blending parameter in response to the restricted free trim parameter;

(d7) 상기 제한된 자유 트림 파라미터를 고정 트림 파라미터로 지정한 후 상기 (d1) 단계로 복귀하는 단계;로 구성되되, 상기 (d4) 단계 이후의 과정은 상기 (d4) 단계에서 상기 자유 트림 파라미터가 상기 제한 범위를 초과하는 것으로 판단되는 경우 수행되는 것을 특징으로 하는 정적 하중 해석 방법.(d7) designating the limited free trim parameter as a fixed trim parameter and returning to step (d1), wherein the process after step (d4) is performed by the free trim parameter in step (d4). Static load analysis method characterized in that it is performed when it is determined to exceed the limit range.

제 4 항에 있어서,The method of claim 4, wherein

상기 (d4) 단계에서, 상기 자유 트림 파라미터가 상기 제한 범위를 초과하지 않는 것으로 판단되는 경우,In the step (d4), when it is determined that the free trim parameter does not exceed the limit range,

(d8) 테이블 룩업 함수(table lookup function)가 수렴(converged)되었는지 판단하는 단계;(d8) determining whether a table lookup function is converged;

(d9) 상기 테이블 룩업 함수가 수렴된 경우 상기 (e) 단계 이후의 과정을 수행하는 단계; 및(d9) performing a process after step (e) when the table lookup function is converged; And

(d10) 상기 테이블 룩업 함수가 수렴되지 않은 경우 상기 (d2) 단계로 복귀하는 단계;를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 정적 하중 해석 방법.(d10) if the table lookup function is not converged, returning to the step (d2); static load analysis method further comprising.

삭제delete

정적 해석 방법에 대한 컴퓨터 프로그램을 저장한 기록매체에 있어서,In a recording medium storing a computer program for the static analysis method,

(h1) 계산된 상기 순하중 데이터를 수치로 출력하는 단계를 포함하고, (h1) outputting the calculated net load data numerically,

상기 (h1) 단계는 상기 (g) 단계에서의 상기 조종면의 힌지 모멘트가 상기 한계 범위를 초과하지 않는 경우에 수행되는 것을 특징으로 하는 정적 해석 방법에 대한 컴퓨터 프로그램을 저장한 기록매체.And (h1) is performed when the hinge moment of the control surface in the step (g) does not exceed the limit range.

상기 (h2) 단계는 상기 (g) 단계에서의 상기 조종면의 힌지 모멘트가 상기 한계 범위를 초과하는 경우에 수행되는 것을 특징으로 하는 정적 해석 방법에 대한 컴퓨터 프로그램을 저장한 기록매체.And (h2) is performed when the hinge moment of the control surface in the step (g) exceeds the limit range.

제 7 항 또는 제 8 항에 있어서,9. The method according to claim 7 or 8,

상기 (d) 단계는,In step (d),

(d7) 상기 제한된 자유 트림 파라미터를 고정 트림 파라미터로 지정한 후 상기 (d1) 단계로 복귀하는 단계;로 구성되되, 상기 (d4) 단계 이후의 과정은 상기 (d4) 단계에서 상기 자유 트림 파라미터가 상기 제한 범위를 초과하는 것으로 판단되는 경우 수행되는 것을 특징으로 하는 정적 해석 방법에 대한 컴퓨터 프로그램을 저장한 기록매체.(d7) designating the restricted free trim parameter as a fixed trim parameter and returning to the step (d1). A recording medium storing a computer program for a static analysis method, characterized in that it is performed if it is determined that the limit is exceeded.

제 9 항에 있어서,The method of claim 9,

(d10) 상기 테이블 룩업 함수가 수렴되지 않은 경우 상기 (d2) 단계로 복귀하는 단계;를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 정적 해석 방법에 대한 컴퓨터 프로그램을 저장한 기록매체.(d10) if the table lookup function is not converged, returning to the step (d2).