• 한국항공우주학회지
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• 제36권5호
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• pp.420-427
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• 2008

접힌 공력면이 전개하는 운동을 모사하기 위하여 전개 운동 방정식을 수립하고 공력면에 작용하는 모멘트 등을 모델링하였다. 공력에 의한 롤 모멘트는 정적 롤 모멘트와 감쇠 모멘트로 이루어져 있으며 정적 롤 모멘트는 전개 하중 측정을 위한 풍동 시험을 통하여 획득한 정적 롤 모멘트 계수로부터 계산된다. 롤 감쇠 계수는 패널법을 이용한 수치 해석을 통하여 산출되었는데 전개 각속도로부터 유발된 받음각에 상응하는 변위각을 공력면에 적용하여 수치해석을 하였다. 공력면 형상에 적용한 변위각은 회전 중심으로부터 공력면 끝단까지 선형적으로 증가하며 회전 중심에서는 변위가 없다. 롤 감쇠 계수는 전개 각속도에 따른 롤 모멘트 계수의 변화율로 계산되며 공력조건과 전개각의 함수이고 전개 각속도에 대해서는 일정하다고 가정하였다. 롤 감쇠를 포함하여 모사된 공력면의 전개 모사는 시험과 비교하여 유사한 결과를 보여주었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권3호
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• pp.115-122
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• 2002

구조감쇠가 복합적층판의 초음속 패널 플러터에 미치는 영향을 연구하기 위해 에너지법을 활용하여 지배방정식을 유도하였다. 구조 모델링은 일반적인 고전 적층판 이론을 적용하고 이의 해석은 진동 모우드를 가정하는 Rayleigh-Ritz법을 이용하였다. 비정상 공기력은 피스톤 이론(piston theory)을 적용하였다. 구조감쇠가 패널의 플러터에 미치는 일반적인 영향을 고찰하기 위해 등방성 평판의 구조감쇠의 크기에 따른 임계동압을 계산하였으며 이로부터 구조감쇠가 플러터 안정성을 감소시킬 수 있음을 확인하였다. 또한 복합적층판의 적층각에 따른 임계동압을 계산하여 패널 플러터와 구조감쇠와의 관계를 파악하였다. 구조감쇠는 낮은 공력감쇠에서는 플러터 안정성에 중요한 역할을 하지만 높은 공력감쇠에서는 거의 영향을 미치지 않았다.

• 한국전산구조공학회논문집
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• 제29권1호
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• pp.95-103
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• 2016

본 논문에서는 변위응답 및 가속도 응답의 저감 효과에 있어서, 유리한 형상인 $180^{\circ}$ 나선형(Helical $180^{\circ}$) 초고층건물을 대상으로 풍진동실험을 수행하여 나선형 초고층건물의 공력불안정 진동 특성 및 공력감쇠 특성을 조사하였고, 정방형 초고층건물의 결과와 비교분석 하였다. 본 연구에서의 공력감쇠율은 RD법(random decrement technique)을 이용하여 평가하였다. RD법에 의해 평가된 공력감쇠율은 기존문헌 및 준정상가정이론 결과와 비교 검증하였다. 실험결과, 공력진동 실험결과 $180^{\circ}$ 나선형모형의 풍직각방향에 대한 공력불안정 진동은 발생하지 않는 것이 확인되었다. 정방형과 $180^{\circ}$ 나선형 형상에 대한 공력감쇠율을 살펴보면, X방향에 대한 공력감쇠율은 무차원 풍속이 증가와 비례하여 점진적으로 증가하는 경향이 나타났다. 반면, Y방향에 대한 공력감쇠율은 정방형모형과 매우 다른 양상이 나타나는 것을 알 수 있었다.

• 대한토목학회논문집
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• 제37권1호
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• pp.9-17
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• 2017

본 연구에서는 변위 및 가속도 응답의 저감 효과에 있어서, 유리한 형상인 $180^{\circ}$ 나선형(Helical $180^{\circ}$) 초고층건물을 대상으로 공력진동실험 수행하여 나선형 초고층건물의 공력감쇠율의 특성을 조사하였다. 공력감쇠율은 RD법(Random decrement technique)을 이용하여 평가하였다. 또한 RD법에서 부분 샘플의 개수와 초기 조건 값의 변화가 공력감쇠율에 어떤 영향을 미치는지 조사하였다. 실험 결과, 최소 2000개 이상의 부분 샘플을 이용하여 앙상블 평균을 적용하면 공력감쇠율의 불규칙한 변동의 폭을 줄일 수 있음을 검증했고, 기존 연구들과도 잘 부합되는 것을 알 수 있었다. 정방형 모형과 $180^{\circ}$ 나선형 모형의 공력감쇠율의 결과를 살펴보면, 풍방향 공력감쇠율은 건물의 형상이 다름에도 불구하고 무차원 풍속에 따른 공력감쇠율은 매우 유사한 경향을 보였다. 한편, 정방형 모형에 대한 풍직각방향의 공력감쇠율은 $180^{\circ}$ 나선형모형의 공력감쇠율의 특성과는 다른 양상을 보이는 것을 알 수 있었다. 특히 풍향 변화에 따른 $180^{\circ}$ 나선형 모형의 Y방향에 대한 공력감쇠율은 풍향의 변화와 상관없이, 전반적으로 0에 가까운 값을 갖는 경향이 나타났고, 무차원 풍속의 증가와 함께 변동의 폭은 작지만 점진적으로 증가하는 경향을 보였다. 초기 조건 값의 변화에 따른 공력감쇠율을 평가한 결과, 초기 조건 값을 "응답의 표준편차" 또는 RD 함수에 대한 최적화 "${\sqrt{2}}{\times}$응답의 표준 편차"를 적용하여 평가한 공력감쇠율은 매우 유사한 결과 값과 분포를 보이는 것으로 나타났다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권3호
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• pp.283-292
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• 2009

공력면의 전개 거동을 지배하는 미분방정식을 적분 형태를 바꾸어 전개 가능한 조건을 유도하여 전개에 필요한 힌지 토크를 추산할 수 있는 방정식을 얻었다. 방정식의 해는 주어진 전개 조건과 공력 조건에 대해 전개가 가능하기 위하여 전개 장치에 저장되어야 할 최소의 전개 에너지이며 방정식을 풀기위하여 공력과 중력, 마찰력 등 공력면에 작용하는 모멘트의 적분을 계산하여야 한다. 공력 롤 감쇠와 마찰력과 같은 비가역적 현상에 대한 적분을 수행하기 위하여 몇가지 가정과 모델링이 필요하였으며 특히 공력 롤 감쇠의 적분을 위하여 전개 각속도를 전개각만의 함수로 표현되도록 모델링하였고 이는 전개 과정에서 나타날 수 있는 최대 각속도와 형태를 가정함으로써 가능하였다. 방정식 풀이와 전개 각속도의 모델을 위하여 전개 에너지를 대표하는 이상 전개 각속도를 정의하였으며 최소의 전개 에너지를 구하는 방정식은 이상 전개 각속도에 대한 이차 방정식으로 표현된다. 제안된 추산법을 검증하기 위하여 여러 가지 전개 조건과 공력 조건에 대하여 최소 전개에너지를 추산하고 기 개발된 전개 거동 모사 프로그램을 이용하여 여러 형태의 전개 토크 형태에 대하여 추산 결과의 타당성을 비교 검토하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권2호
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• pp.98-105
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• 2005

본 논문은 복합재 패들형 블레이드를 장착한 무힌지 허브 시스템의 정지 및 전진 비행시 공력탄성학적 안정성 시험에 대한 것이다. 블레이드와 허브 flexure의 리드래그 감쇠비를 측정하기 위해 무힌지 허브시스템을 한국항공우주연구원의 GSRTS(General Small-scaled Rotor Test System)에 장착하여 가진 시험을 실시하였다. 리드래그 모드의 감쇠비를 산출하기 위해 MBA(Moving Block Analysis)기법을 사용하였다. 먼저 금속재 flexrue를 장착하여 시험을 수행한 후, 로터시스템의 동력학적 특성이 같도록 설계된 복합재 flexure를 장착하여 시험하였다. 시험은 정지 및 전진비행 조건에 따라 지상 및 풍동에서 수행하였다. 비회전 시험을 통해 복합재 flexure의 감쇠특성이 금속재보다 향상됨을 확인하였으며, 모든 시험 조건에 대해 복합재 flexure가 금속재보다 무힌지 허브시스템에 대한 공력탄성학적 안정성이 향상됨을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권5호
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• pp.385-392
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• 2018

본 논문은 플라잉디스크에 탑재된 계측모듈의 IMU 데이터를 이용하여 롤링 및 피칭모멘트 감쇠미계수를 추정하는 방식을 새롭게 제시한다. 제안한 방식은 반복된 수 회의 원반 비행 실험을 수행하여 데이터를 구축한 뒤 공력 계수를 추정하므로, 풍동이나 전산유체해석을 이용하는 방법에 비해 수월한 실험적 대안이 될 수 있다. 추정한 공력 계수는 플라잉디스크의 비행동역학 모델을 토대로 구현한 시뮬레이터에 적용하여 비행 궤적을 예측하는 것에 이용되었으며, 이를 GPS의 위치 궤적과 비교함으로써 성능을 검증하였다.

• 항공우주기술
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• 제3권2호
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• pp.217-228
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• 2004

본 논문은 복합재 패들형 블레이드를 장착한 축소 힌지없는 로터 시스템의 정지 및 전진 비행조건에 대한 회전시험 기술과 결과에 대한 것이다. 축소 로터 시스템은 실물크기 로터 시스템의 구조 자료를 이용하여 프루드 축소화하였고, 허브 flexure는 동일한 로터의 동력학적 특성을 기준으로 금속재와 복합재 2가지를 제작하였다. 2종류의 힌지없는 허브시스템을 KARI의 GSRTS에 장착후 회전 시험을 실시하여 로터 시스템의 리드래그 감쇠비와 공력 하중을 측정하였다. 리드래그 모드의 감쇠비를 산출하기 위해 MBA(Moving Block Analysis)기법을 사용하였고, 허브와 주축 사이에 6분력 발란스를 장착하고, 블레이드에 스트레인게이지를 부착하여 공력하중을 측정하였다. 시험은 제자리 및 전진비행 조건에 따라 지상 및 풍동에서 각각 수행하였다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년도 학술대회
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• pp.245-250
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• 2008

For simulation of a wing unfolding motion for the various aerodynamic conditions, equation governing unfolding motion and moments applying to the unfolding wing were modelled. Aerodynamic roll moment consists of the static roll moment and the damping moment, which were obtained through wind tunnel tests and numerical analyses respectively. Panel method was used to compute the roll damping coefficient with twisted wing, whose deflection angle was equivalent to angle of attack due to the deployment motion. Roll damping coefficient is a function of angle of attack, sideslip angle, and deployment angle but not of angular velocity of deployment. Simulation with aerodynamic damping model gave more similar deployment time compared to wing deployment test results.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년 추계학술대회논문집
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• pp.245-250
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• 2008

For simulation of a wing unfolding motion for the various aerodynamic conditions, equation governing unfolding motion and moments applying to the unfolding wing were modelled. Aerodynamic roll moment consists of the static roll moment and the damping moment, which were obtained through wind tunnel tests and numerical analyses respectively. Panel method was used to compute the roll damping coefficient with twisted wing, whose deflection angle was equivalent to angle of attack due to the deployment motion. Roll damping coefficient is a function of angle of attack, sideslip angle, and deployment angle but not of angular velocity of deployment. Simulation with aerodynamic damping model gave more similar deployment time compared to wing deployment test results.