• 한국항공우주학회지
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• 제38권10호
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• pp.973-978
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• 2010

본 논문에서는 유격을 고려한 항공기 전방 착륙 장치의 쉬미 현상을 연구하였다. 쉬미는 항공기의 이착륙 시 랜딩기어가 주행도중 측방향과 조향방향으로 진동에 놓이는 현상이다. 이 현상은 스트럿의 낮은 강성, 랜딩기어 내부의 마찰과 유격, 휠의 불균형이나 마모된 부품 등으로 인해 발생하며, 항공기의 안정성을 저하시킨다. 유격은 비선형 요소이기 때문에 기술 함수로 선형화 하여 주파수 영역에서 안정성해석을 수행하였고, 4차 Runge - Kutta를 이용하여 시간영역에서 안정성해석을 수행하였다. 본 연구에서는 수치적인 해석법을 통해 쉬미현상의 선형 동특성과 비선형 동특성을 조사하였다. 유격을 고려한 비선형 수치 해석결과, 선형 임계속도보다 낮은 속도에서 제한주기진동이 발생하는 등, 유격으로 인해 쉬미 안정성이 저감되는 결과를 관찰하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권4호
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• pp.295-301
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• 2007

본 연구에서는 조종면이 있는 날개에 유격 비선형을 고려한 공탄성 해석을 수행하였다. 천음속에서 충격파와 같은 공기력 비선형성을 고려하기 위하여 천음속미소교란 방정식을 이용하여 비정상 공기력 해석을 수행하였다. 구조 비선형 모델의 모드 접근법을 적용하기 위하여 가상질량법을 적용하였다. 비선형 공탄성 방정식의 시간 응답을 얻기 위하여 연계 시간 적분법을 적용하였다. 이러한 방법들을 통하여 유격 비선형성과 공기력 비선형성을 동시에 고려할 수 있는 효율적인 공탄성 해석을 수행하였다. 해석모델은 조종면이 있는 3차원 날개를 선택하였다. 아음속 및 천음속 영역에서 구조 비선형을 고려한 공탄성 해석을 통하여, 공기력 비선형성, 초기 조종면 진폭의 영향과 유격크기가 공탄성 특성에 미치는 영향을 살펴보았다.

• Composites Research
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• 제20권1호
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• pp.8-14
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• 2007

플랩을 갖는 복합재 평판날개에 대해서 유격 비선형성과 구동장치의 동적 강성을 고려하여 비선형 공탄성 해석을 수행하였다. DHM 방법을 사용하여 아음속 비정상 공기력을 계산하였으며 유격은 기술함수를 적용하여 이선형 스프링으로 가정하였다. 동적 강성을 기어시스템의 지배방정식으로부터 계산하고, 적층각과 재질에 따른 공탄성 특성을 살펴보았다. 선형 및 비선형 공탄성 해석 결과들은 플러터 특성이 유격과 동강성에 따라 크게 달라지는 것을 보여주었다. 다양한 형태의 제한주기거동이 선형플러터 속도 이전과 이후에서 관찰되었다.

• 대한기계학회논문집A
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• 제35권9호
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• pp.1077-1082
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• 2011

볼 조인트는 두 요소 사이에서 회전 및 이동이 원활하도록 돕는 역할을 하는 기계요소이다. 본 연구의 대상인 볼 조인트는 중대형 승용차량용 볼 조인트로서 너클과 컨트롤 암의 운동을 돕는다. 본 연구에서는 볼 조인트의 공정 및 시험에 관한 해석 방법을 제안하고자 한다. 볼 조인트의 제작공정은 플러깅 공정과 스피닝 공정으로 나눌 수 있다. 볼 조인트의 제작공정 및 성능시험을 암시적 수치 적분법을 적용한 상용 동역학 프로그램인 NX DAFUL 2.0 을 사용하여 해석하였다. 또한 설계요구조건을 정의하기 위하여 볼 스터드에 작용하는 응력의 평균 및 분산을 반응치로 설정하였다. 그리고 완성된 볼조인트의 유격량을 시험하는 유격시험해석을 통해 최적의 설계를 제안하였다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제14권1호
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• pp.39-44
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• 2013

자동차 부품 중 승차감이나 안전에 직접적으로 관련된 부분은 시트이다. 또한 이러한 여건을 만족시키면서 승객의 안전을 보장하는 충분한 강성과 강도를 가져야 한다. 자동차 시트는 3D 모델링 되었고, 전후 유격, 측면 유격 및 전후 모멘트 강도의 3가지 실험에 대하여 시뮬레이션으로서 구조해석을 하였다. 해석 결과, 전후 유격 시험에서는 $0.038^{\circ}$의 변형 각도의 값과 측면 유격 시험에서는 $0.04^{\circ}$의 변형 각도의 값이 각각 나타났다. 또한 전후 모멘트 강도시험에서는 전방 및 후방 하중 시에 최대의 전변형량 값이 각각 0.18946mm 및 3.2482mm로 나타났다. 본 연구결과는 자동차 시트 프레임의 과도한 변형 및 파괴가 없음으로서 승객의 안전을 보장하는 충분한 강성과 강도를 검증할 수 있었다.

• 한국원자력학회:학술대회논문집
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• 한국원자력학회 1998년도 추계학술발표회요약집
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• pp.373-373
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• 1998

• 대한토목학회논문집
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• 제33권5호
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• pp.2125-2133
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• 2013

최근 콘크리트궤도 공법이 증가함에 따라 인접한 슬래브를 연결하는 방법에 대한 관심이 높아지고 있다. 슬래브의 연결부는 효과적인 하중전달, 변형 연속화, 응력 분산을 위해서 다웰 시스템이 다수 적용된다. 본 연구에서는 콘크리트 슬래브 다웰연결부를 효율적으로 이상화할 수 있는 연결부의 집중 전단스프링 (Lumped shear spring) 모델을 제안한다. 전단 스프링 모델의 강성은 다웰바의 강성과 유격을 고려하였으며, 강도는 연결부의 전단파괴에 근거한 Concrete Capacity Design(CCD) 방법에 의해 산정되었다. 해석모델의 타당성을 검증하기 위하여 다웰로 연결된 슬래브 실험체를 제작하고 재하실험을 수행하였다. 제안된 해석모델은 다웰과 콘크리트 간의 유격으로 인한 초기 비선형성 및 콘크리트 재료 비선형성을 합리적으로 반영하고 있는 것으로 분석되었다. 따라서 향후 슬래브 다웰 조인트로 연결된 콘크리트궤도의 파괴 시까지의 비선형 거동을 합리적으로 예측함으로써 철도 궤도의 설계 시 효과적으로 활용될 수 있을 것이다.

• 한국항공운항학회지
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• 제14권1호
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• pp.22-27
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• 2006

The linear and nonlinear aeroelastic analyses of a flat plate wing with flaperon have been performed by using frequency-domain and time-domain analyses. Natural modes from free vibration analysis and a doublet-hybrid method (DHM) are used for the computation of subsonic unsteady aerodynamic forces. The flaperon hinge is represented by a free-play spring and is linearized by the described function method. The linear and nonlinear flutter analyses indicate that flapping mode of the flaperon, the hinge stiffness and free-play of hinge have significant effects on the aeroelastic characteristics. From the nonlinear flutter analysis, different modes like stable and unstable limit-cycle-oscillation are observed in same flutter velocity depending on initial conditions.

• 한국전산구조공학회:학술대회논문집
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• 한국전산구조공학회 2005년도 춘계 학술발표회 논문집
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• pp.295-300
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• 2005

The freeplay, one of the concentrated structural nonlinearities, is inevitable for control surfaces of a real air vehicle due to normal wear of components and manufacturing mismatches. Also aerodynamic nonlinearities caused by a shock wave occur in transonic region. In practice, these nonlinearities induce the limit cycle oscillation (LCO) and decrease the transonic flutter speed. In this study, the fictitious mass method is used to apply a modal approach to nonlinear structural models due to freeplay. The transonic small-disturbance (TSD) equation is used to calculate unsteady aerodynamic forces in transonic region. Nonlinear aeroelastic time responses are predicted by the coupled time integration method (CTIM). This method was also applied to a 3D all-movable control wing to investigate its nonlinear aeroelastic responses. The angle of attack effect on the LCO characteristics has been found to be closely related with the initial pitching moment.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권7호
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• pp.605-611
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• 2011

쉬미는 항공기의 이착륙 시 랜딩기어가 주행도중 측방향 및 조향방향의 진동이 발생하는 현상이다. 쉬미 현상은 스트럿의 낮은 강성, 랜딩기어 내부의 유격, 휠의 불균형이나 마모된 부품 등으로 인해 발생하며, 항공기의 안정성을 저하시킨다. 본 연구는 소형항공기의 쉬미 안정성 검토를 위해 수행되었다. 수치해석을 위하여 소형항공기의 전방 착륙장치를 선형시스템으로 모델링하고 상태방정식을 수립하였다. 근궤적 기법을 이용한 주파수 영역 해석과 4차 Runge-Kutta 방법을 이용한 시간영역 해석을 통해 쉬미 현상을 예측하였고 주요 변수의 설계범위를 검토하였다. 현 착륙장치는 와셔의 압축력을 이용하여 조향 방향 마찰을 가함으로써 쉬미현상을 저감하는 기법을 채택하고 있으므로 마찰을 기술함수를 이용하여 선형화시키고 상태방정식에 적용하여 해석을 수행함으로써 쉬미의 발생이 저감되는 결과를 확인하였다.