• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.43 no.9
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• pp.781-786
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• 2015

An aeroelastic stability can be degraded due to an aeroelastic modeling error and a structural uncertainty. Therefore it is necessary to predict the aeroelastic stability boundary considering an aeroelastic modeling error and a structural uncertainty. Robust aeroelastic analysis was proposed to predict the aeroelastic stability boundary considering these error and uncertainty. In the present study, the robust aeroelastic modeling and analysis were performed by using the ${\mu}$ analysis technique and the aeroelastic model of the control fin with modal approach and MSA. The computer program for the robust aeroelastic analysis was developed and verified by comparing its results with those of conventional aeroelastic analysis methods.

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 1993.04a
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• pp.80-85
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• 1993

본 논문에서는 디젤 엔진의 탄성지지계에 작용하는 엔진 기진력에 대하여 검토하고, 탄성지지계의 진동 양상과 탄성지지를 통하여 선체로 전달되는 힘 을 계산하는 과정을 정식화하였다. 또한 이 결과를 고무형 탄성지지를 갖는 선박 추진용 디젤엔진과 발전기용 디젤엔진에 적용하여 탄성지지계의 자유 진동과 강제진동 해석을 수행하고 발전기용 디젤엔진의 탄성지지계에 대해 서는 계측을 행하여 계산 결과와의 비교 검토를 행하고자 한다.

• Proceedings of the Computational Structural Engineering Institute Conference
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• 2010.04a
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• pp.488-491
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• 2010

본 논문에서는 돌풍응답경감제어 효과 검증을 위한 풍동시험에 사용될 유연날개에 대해 공탄성 모델, 조종면 작동기 모델, 돌풍 모델 등으로 구성되는 서보공탄성 모델링을 수행하였으며, 이에 대한 연속돌풍 응답해석을 수행하여 상용 Solver를 이용한 해석결과와 비교하여 구성된 서보공탄성 모델을 검증하였다. 또한, 유연날개의 돌풍응답을 경감하는 조종면 제어기를 설계하고, 이에 대한 수치 시뮬레이션을 수행하여 돌풍응답 경감효과를 검증하였다.

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 1995.04a
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• pp.328-333
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• 1995

본 연구에서는 난류경계층 압력유동을 받는 구조물의 탄성응력파의 전파특성을 파동역할을 이용하여 해석하였다. 기존의 연구에서는 직각좌표계를 이용하여 난류운동이 동일한 한 방향으로 흐르는 경우에 대해 탄성응력파의 전파특성을 해석하였으나, 본 연구에서는 유체가 구조물의 표면에 수직으로 입사하여 방사형으로 흘러나갈 경우에 발생하는 탄성응력파의 전파 특성을 극좌표계를 이용하여 해석하였다. 또한 기초 구조물의 깊이방향으로 전파되는 탄성응력파를 감소시키기 위해 기초구조물의 표면에 접착시키는 탄성중합체층을 설계하는데 보다 효율적으로 응용할 수 있는 단순화된 1자유도계 모델을 유도하였다.

• Proceedings of the Korean Fiber Society Conference
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• 1998.04a
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• pp.85-90
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• 1998

고무와 같은 유연성과 탄성을 가지면서 가유 필요없이 열가소성 성형기로 성형이 가능한 열가소성 탄성체는 1958년 E.I DuPont에 의해 폴리우레탄계 탄성섬유가 최초로 개발된 이래 낮은 생산원가와 대량생산이 쉬운 이점 때문에 많은 종류의 화합물이 개발되어 사용되고 있다.(중략)

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.35 no.4
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• pp.295-301
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• 2007

The aeroelastic characteristics of a wing with control surface freeplay are investigated. The transonic small disturbance equation is used for unsteady aerodynamic forces in subsonic/transonic region. The fictitious mass method is introduced to apply a modal approach to nonlinear structural models. Nonlinear aeroelastic time responses are calculated by the coupled time integration method. Using these methods, an efficient aeroelastic analysis is achieved for aerodynamic and structural nonlinearities simultaneously. The effects of the aerodynamic nonlinearity, initial flap amplitude, and freeplay magnitude in aeroelastic characteristics are investigated in this study.

• Proceedings of the Computational Structural Engineering Institute Conference
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• 2011.04a
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• pp.224-227
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• 2011

케이블구조의 기하학적 비선형해석을 위한 탄성포물선 케이블요소를 제시한다. 탄성현수선 케이블요소에 대한 적합조건과 접선강도행렬을 토대로 장력이 충분히 도입되어 자중에 의한 처짐 형상이 포물선에 가깝다는 가정 하에서 무응력길이를 포함하는 탄성포물선 케이블요소의 비선형 힘-변형관계식과 접선강도 행렬을 구한다. 또한 현(chord)방향으로 두 케이블요소의 등가 공칭장력식을 정의한다. 탄성포물선 케이블 요소의 수치적인 정확성을 확인하기 위하여, 경사진 케이블을 탄성현수선과 탄성포물선 케이블요소로 각각 모델링하여 매개변수 해석을 수행하고 비교, 분석한 결과를 제시한다.

• Proceedings of the Computational Structural Engineering Institute Conference
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• 2011.04a
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• pp.253-256
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• 2011

본 논문에서는 표면효과와 비선형 탄성효과를 고려한 FCC 나노박막의 순차적 멀티스케일 해석 모델을 제시한다. 표면에서의 구성방정식은 표면응력과 표면탄성계수를 이용하여 선형으로 표시되며, 표면효과를 나타내기 위한 표면물성들은 EAM 포텐셜을 이용한 원자적 계산 방법으로 계산된다. 두께가 얇은 나노박막은 표면응력으로 인하여 면내 방향으로 수축 또는 인장의 변형이 발생하게 된다. 나노박막의 평형상태에서의 변형율은 두께가 얇은 박막의 경우 재료가 선형 탄성 영역을 벗어나는 값을 가지는 경우가 많으므로 나노박막의 해석시 벌크 영역의 비선형 탄성 효과를 고려해야 한다. 이러한 비선형 탄성 효과를 고려하기 위해 본 연구에서는 FCC 구조를 가지는 금속의 비선형 탄성 모델을 제시하고, EAM 포텐셜로 계산된 응력과 탄성 계수를 이용하여 매칭 기법을 통하여 비선형 탄성 모델의 계수들을 결정한다. 또한 Cauchy-Born Rule 모델과 분자동역학 전산모사를 통하여 본 연구에서 제안된 비선형 탄성 모델에 대한 검증을 수행한다.

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 2003.05a
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• pp.926-931
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• 2003

본 연구는 비압축성 유동에 노출되어 있는 2-D wing-flap 시스템의 공탄성 응답의 능동제어를 다루고 있다. 본 연구 논문의 목표는 LQG 제어법칙을 수행함으로써 임계 비행속도하에서 플러터의 비안정성을 억제하고 돌풍이나 blast load에 의한 임계 공탄성 응답의 성능을 향상시키는 것과 동적응답을 감쇠하는 수행능력들을 증명하는데 있다.

• Journal of Aerospace System Engineering
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• v.14 no.5
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• pp.1-8
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• 2020

The aeroservoelastic analysis that deals with the interactions of the inertial, elastic, and aerodynamic forces and the influence of the control system have been performed. MSC Nastran was used for the free vibration analysis of the structure model as the pre-analysis. ZAERO was used to calculate the unsteady aerodynamic forces. The unsteady aerodynamic forces were verified by comparing with Doublet Hybrid Method. Karpel's Minimum-State Approximation method was used for approximation of the aerodynamic forces to the Laplace domain in the frequency domain. The aeroservoelastic state-space equation was obtained by combining the aeroelastic equation with the actuator dynamics. The analysis of aeroservoelastic stability concerning the elevator input of the high aspect ratio model was performed. The root-locus method and time-integration method were used for the analysis of aeroservoelastic in frequency and time domain.