• 한국항공우주학회지
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• 제31권9호
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• pp.46-54
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• 2003

본 연구의 목적은 유연 우주구조물이 급격한 열적 환경에 의해 발생되는 진동을 수치적인 계산과 실험을 통해 규명하는데 있다. 단순화한 유연 구조물에 대해 수치적인 접근과 지상 실험실에서 실험한 데이터를 비교 분석하였다. 분석결과 유연 구조물이 급속한 복사 열에 의해 열적 모멘트에 의한 열적 변위가 발생하고 온도의 미소한 주기적 변화로 열 유기 진동이 발생함이 밝혀졌다. 수치해석치와 실험치를 비교한 결과 끝단질량이 없는 경우, 1차 모드 진동수는 0.78Hz로 두 값이 일치하였으나, 끝단 질량이 있는 경우, 끝단 질량이 각각 8g, 16g, 50g, 100g으로 증가할 때 1차 모드의 진동수에 있어 예측치는 1.75Hz, 1.3Hz, 0.87Hz, 0.73Hz이고 실험치는 2.34Hz, 1.5Hz, 0.78Hz, 0.78Hz로 감소하는 경향을 보이며 비록 예측치가 단순화 공식을 이용함에도 불구하고 실험치에 근접하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권8호
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• pp.71-77
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• 2002

본 논문에서는 강성 중앙동체에 끝단 질량을 갖는 두 개의 유연구조물이 부착되어 있는 구조 모델의 선회기동과 진동억제를 동시에 제어하는 문제를 고려하였다. 구조모델의 선형 운동방정식을 구하기 위해 유한요소법을 사용하였다. 우주구조물 모델의 LQR문제에 있어서 물리적 의미를 갖는 성능지수를 제공하는 간단한 방법을 제안하였다. 제안된 성능지수는 일반적으로 사용하는 에너지 형식의 성능지수와 비교할 때 수학적으로는 큰 차이가 없으나 물리적으로는 의미있는 차이를 갖는다. 특수해 방법을 사용하여 부등호 제어 제약조건이 있는 시변 LQR문제를 해결하는 수치적 절차를 소개하였다.

• 한국정밀공학회:학술대회논문집
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• 한국정밀공학회 1991년도 추계학술대회 논문집
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• pp.219-222
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• 1991

오늘날 점점 “지능적인” 우주구조물과 기계적 시스템의 빠를 발견으로 인하여 자체 진단과 제어 능력을 가진 발전된 구조가 중요해지고 있다. 일반적으로 이들 구조물이 자연 상태에서 유연하게 분포되어 있으므로 분포된 동적 측정과 효과적인 진동감쇄가 이들의 수행에 필수적이 되고 있다. 이 분야에 대한 이론적 발전은 지난 20년간 꾸준히 이루어져 왔다.(중략)

• 항공우주기술
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• 제4권2호
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• pp.15-20
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• 2005

지금까지 착륙장치에 대한 다물체 동역학은 주로 구조물을 강체로 가정하여 지상하중 및 지상거동에 대해 활발한 연구가 진행되어 왔고, 실제 착륙장치 개발에 사용되고 있으나 강체 다물체 동역학에서는 구성품들을 대부분 강체로 가정하기 때문에 해석결과에 많은 오차가 포함될 수 있다. 특히 착륙장치 시스템의 경우 지상 충격시 3축 방향으로 매우 큰 하중이 발생하고 이로 말미암아 구조 변형이 크게 발생한다. 따라서 구조물을 강체 대신 실제에 보다 가까운 유연체로 모델링을 하는 유연 다물체 동역학 해석을 도입하면 보다 정확한 해석결과를 얻을 수 있다. 반면, 유연 다물체 동역학 해석을 실시하기 위해서는 동역학 모델 및 유한요소 모델 등을 준비하는데 상당한 시간과 기술이 요구된다. 본 연구에서는 반디호에 장착된 복합재 판스프링 착륙장치 구조물을 모델로 지상충격하중 및 동적거동을 예측할 수 있는 프로그램을 개발하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권10호
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• pp.24-31
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• 2006

본 논문에서는 유연수지 복합재료에 대하여 기하학적 비선형해석을 수행하였다. 실제 랜덤한 섬유배열을 사각배열과 육각배열로 가정하고 각각에 대해 단위구조를 정의하였다. 다양한 하중상태를 수치적으로 모사하여 단위구조해석을 통해 전체 구조물의 응력-변형률 선도를 예측하였고 이로부터 등가물성치를 계산하였다. 해석시 유연수지의 초탄성 성질을 정의하기 위해 Mooney-Rivlin모델을 사용하였다. 계산결과, 유연수지 복합재료 구조물은 변형률 증가에 따라 비선형의 응력-변형률 관계를 보였다. 비선형성은 횡방향 하중 상태에서 더욱 두드러지게 나타났으며, 이 경우 복합재 단면의 섬유배열 형태에 따라 상당한 차이를 보여주었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권8호
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• pp.82-90
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• 2004

등방성의 2차원 단위 셀 형상을 지닌 세 종류의 심재-삼각형 심재, 육각형 심재와 starcell 심재-에 대하여 샌드위치 구조물 내에서의 응용과 관련된 기계적 특성을 연구하였다. 세 종류의 심재에 대하여 축 방향 Young 계수, 전단 계수를 계산하여 비교하고, 심재의 셀 벽을 압축 하중과 전단 하중을 받고 있는 판재로 가정하여 축 방향 압축 좌굴 강도와 전단 좌굴 강도를 산출하였다. 심재의 유연성을 나타내는 평면탄성계수를 비교하고 쌍축 굴곡 실험 (biaxial flexural test)을 실시하여 유연성을 측정하였다. 세 가지 심재 모두 축 방향으로 같은 강성을 가지고 있었으나, 삼각형 심재는 다른 두 종류의 심재에 비하여 낮은 강도를 나타내었고, starcell 심재는 다른 심재들에 비해 월등히 높은 유연성 을 나타내었다. 이러한 유연성은 starcell 심재가 곡면에 적용되는 샌드위치 구조물의 심재로서 응용될 수 있음을 보여주었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권1호
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• pp.56-64
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• 2002

본 논문에서는 복합재료 얇은 벽보의 열진동 응답에 대해 연구하였다. 복합재료 얇은 벽보로 모델링한 위성체 유연 구조물은 회전관성과 1차, 2차 와핑. 전단변형의 비고전적 요소를 포함한다. CUS구조물로 모델링한 복합재료 얇은 벽보의 열진동 특성은 적층순서와 섬유강화복합재료의 방향특성인자로부터 기인된 종방향 굽힘과 횡방향 굽힘이 연성과 관련하여 연구되었다. 열에 의한 구조물의 변형과 온도 구배가 연성된 열 진동에 대한 해석이 수행되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권1호
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• pp.31-40
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• 2021

현대의 항공기는 고성능이면서도 경량이다. 그래서 유연한 구조물의 특성이 나타나며 비행 성능에 영향을 미치거나 한계를 짓기도 한다. 이러한 유연 특성은 항공기 설계 초기 단계부터 분석이 필요한데, 이를 위해 유연 항공기의 동적·정적 거동을 분석할 수 있는 프로그램을 개발하였으며, 그 결과를 제시한다. 다물체 동역학 시뮬레이션 기법에 기반하여, 강체 비행 역학, 구조 진동 거동, 그리고 비정상 공기력 등을 세부 모듈로 개발하고 통합하였다. 마지막으로, 통합 시뮬레이션 프로그램을 이용하여 유연 특성 항공기의 등속 수평 비행과 선회비행을 분석하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제12권1호
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• pp.17-26
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• 2018

다물체 동역학 기법을 이용하여 가변속 제어모멘트자이로와 인공위성의 상호작용하는 모델을 개발한 연구결과를 소개한다. 이 상호작용 모델을 이용하여, VCMG 모터의 사양 설계와 위성 구조물의 강도설계에 활용할 수 있는 데이터를 얻었다. 그리고 태양 전지판과 같은 유연 모듈의 상호작용 효과도 포함하였다. 위성의 기동에 의하여 유연 모드가 야기되고, 이 모드의 진동에 의하여 위성 자세에 변동이 가해진다. 모델리카 언어로 시뮬레이션 프로그램을 개발하고, 제시한 모델의 타당성을 검증하였다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2003년도 추계학술대회
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• pp.1631-1636
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• 2003

The purpose of this study is to analyze the phenomena of the thermally-induced vibration for the flexible space structure due to abrupt change of radiation heating circumstance using the numerical analyze and experiment test. In order to verify this structure, numerical approaches on the simplified flexible tube were compared with experimental test results at the ground experimental facility In this analyze, it was found that the thermal deformation occurs firstly due to fast radiation heating of flexible structure and then the thermally-induced vibration would be induced due to small periodic change of temperature. According to comparison of numerical and experimental result, in case of no tip mass, the first mode vibration by the numerical analyze was O.78Hz same as that of the experimental result However in case of increase tip-masses of 8g l6g, 50g and 100g, the first modes vibration theoretical analyze were 1.75Hz, 1.3Hz, 0.87Hz and O.73Hz, in decrease trend respectively and those by experimental test were 234Hz, 1.5Hz, O.78Hz and O.78Hz in decrease trend respectively Although using the simpled equation for the estimation, the estimation results were similar to experimental results.