• Journal of the Korean Society for Aviation and Aeronautics
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• v.14 no.2
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• pp.39-44
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• 2006

The unsteady vortex lattice method is used to model lead-lag in flapping motions of a rectangular flat plate wing. The results for plunging and pitching motions were compared with the limited experimental results available and other numerical methods. They show that the method is capable of simulating many of the features of complex flapping flight. The lift, thrust and propulsive efficiency of a rectangular flat plate wing have been calculated for various lead-lag motion and reduced frequency with an amplitude of flapping angle(20o). To describe a motion profile of wing tip such as elliptic, line and circle, the phase difference of flapping and lead-lag motion was changed. And the effects of the motion profile on the aerodynamic characteristics of the flapping wing are discussed by examination of their trends.

• Journal of the Society of Naval Architects of Korea
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• v.36 no.3
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• pp.29-40
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• 1999

A numerical method in frequency domain for the analysis of the acoustic wave equation governing the sound field generated by a non-cavitating propeller under a steady of unsteady loading condition is developed. Theory shows that only multiples of the blade passage frequency exist and that the wave number consists of the frequency component due to the nonuniformity of the wake and the Doppler effect originated from the rotation of the blades. Correlation with experiments for a two bladed propeller, designed to be load-free at a particular advance speed, indicate that the thickness effect can be significant in steady case, but can be negligible compared to the unsteady loading effect.

• Composites Research
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• v.15 no.1
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• pp.1-8
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• 2002

In this study, the flutter analysis for a rectangular box wing and an actual fighter wing with composite shin, aluminum spar and aluminum rib has been conducted. A conservative 3D wing-box model of an actual wing is modeled by MSC/PATRAN and the corresponding free vibration analysis has been performed by MSC/NASTRAN. The finite elements of membrane, rod and shear panel are used. Using the practical ply angles, various composite laminates are composed and analysed. The DLM code which is linear aerodynamic theory in frequency domain is applied to calculate unsteady aerodynamic pressure in subsonic flow region and the V-g and p-k methods are applied to obtain the solution of aeroelastic governing equation in frequency domain.

• Proceedings of the KIPE Conference
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• 2012.11a
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• pp.129-130
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• 2012

본 논문에서는 3축 가속도 센서의 부착 방법과 위치에 따른 진동 신호의 주파수 특성을 분석하였다. 날개 하나가 깨진 환풍기를 철제 기둥에 나사로 고정하고 회전수를 50rpm, 1710rpm, 2400rpm으로 각기 달리하여 진동을 발생 시켜 가속도 센서의 부착 방법과 위치에 따른 진동 신호를 측정하고 비교하였다. 3축 가속도 센서를 측정하기 위한 측정 소프트웨어를 설계 제작하였으며, 센서의 진동을 비교한 결과 실험에 사용된 회전수에서는 각각의 부착 방법보다는 부착 위치에 따른 진동의 차이가 있는 것으로 나타났다.

• Journal of KSNVE
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• v.12 no.3
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• pp.154-162
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• 2002

예를 들어보자. 비행중인 비행기의 날개에 센서들을 연결하고 센서 신호들을 서버에 송신하고, 연구원은 네트워크를 통해 이 데이터에 실시간으로 접근하여 비행기의 상태를 점검한다. 그림 1은 이런 개념을 보여주는 그림이다. 또 다른 예들을 들어보자. 서울 본사의 엔지니어가 중국의 공장에 설치된 액츄에이터에 사용되는 퍼지로직 제어 알고리즘을 자바 애플릿을 이용해 조정한다. 경부고속도로를 주행하고 있는 트레일러 자동차에서 온도와 압력에 관한 문제점이 발생하면 자동차에 설치된 시스템이 이를 본사에 송신해 조치한다. 학생들이 집에서 학교에 설치된 실험 장치에 홈페이지를 통해 접근하여 실험을 수행하고 보고서를 이메일로 처리한다.(중략)

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 2002.11a
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• pp.385.1-385
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• 2002

Operational Modal Analysis also known as Ambient Modal Analysis has an increasing interest in mechanical cngineering. Especially on big structures where the excitation and not less important the determination of the forces is most often a problem. In a structure like a wind turbine wing where the modes occur both close in frequency and bi-directional the Ambient excitation has big advantages. (omitted)

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 2004.05a
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• pp.452-456
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• 2004

A study on gust loads alleviation using aircraft control surface was performed. Aeroservoelastic model including control surface controller was formulated and validated by comparing the results of continuous turbulence response analysis with those of MSC/NASTRAN. Optimal control with output feedback was adopted for designing the control surface controller, and the effects of gust loads alleviation was validated by performing the numerical simulation for the controller designed.

• 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.

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 2002.11a
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• pp.366.1-366
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• 2002

It is addressed that the turbulent broadband sound power from a sirocco fan can be modeled by the trailing edge noise. The trailing edge noise is usually influenced by inflow turbulence, separation, and boundary layer on the blade. The design parameters such as solidity(c/s) and stagger angle are specified to predict performance and noise level because the separation and slip velocity are strong1y affected by them along with the flow coefficient. (omitted)

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 1995.04a
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• pp.67-72
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• 1995

본 연구에서는 섬유강화 복합재료로 구성된 항공기 날개를 외팔보 형태 구조물로 모델링하고 동특성 해석을 위해 횡전단변형 이론과 고전 적층판 이론을 적용, Rayleigh-Ritz 방법에 의한 진동해석을 수행한뒤 진동 발생시 효과적으로 제어할 수 있는 방법을 제시하고 시뮬레이션을 통하여 동특성 향상을 정량적으로 제시하였다. 진동을 제어하기 위한 방법으로서 수동적, 능동적 방법을 모두 사용하고 있는데, (보다 자세한 사항은 참고문헌[12] 참조) 본 연구에서는 TMD(Tuned Mass Damper)를 사용하지 않고 복합소재 구조물의 성질을 이용한 탄성배열설계(Structural Tailoring)로 수동적 의미의 면진효과를 거둘 수 있게 하였다. 능동 제어의 경우 되먹임(feedback) 제어기를 이용, 이산(discret) 작동기(actuator)를 통하여 외팔보의 휨 및 비틀림 모우드를 함께 제어하여 효과적인 제어기를 설계하였다.