• 한국항공우주학회지
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• 제37권2호
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• pp.139-146
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• 2009

능동 비틀림 제어기법을 이용한 복합재료 로터 블레이드의 헬리콥터 진동억제에 대한 수치연구를 수행하였다. 허브에 작용하는 진동하중 억제를 위해 복합재료 블레이드의 탄성 연계와 함께 압전 소재의 전단변형 메커니즘을 이용하였다. 로터 블레이드는 표면에 압전 작동기를 부착한 박벽 상자형 단면을 갖는 복합재료 보로 모델링하였다. 회전익에 대한 지배 운동방정식은 Hamilton 원리를 이용하여 구성하였고, 공력하중은 자유후류모델을 포함하는 비정상 공력 이론을 이용하여 구했다. 다양한 탄성연계 적층과 능동 작동기를 부착한 복합재료 블레이드에 대해 허브진동 하중 특성을 고찰하였다. 수치해석 결과 최적 제어 알고리듬을 적용하여 $N_b$/rev 진동하중을 대폭 줄일 수 있음을 보였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권10호
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• pp.845-855
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• 2018

최대 이륙중량 55 kg에 최대 순항속도가 180 km/h이고 수직이착륙이 가능한 쿼드 틸트 프롭로터 무인기에 적용할 프롭-블레이드 단면 설계를 수행하였다. 먼저 프롭-블레이드 단면 설계수행을 위한 설계 프로세스를 수립하고 단면 설계에 필요한 요구도를 식별하였으며 식별된 요구도 만족을 위한 단면 설계를 수행하였다. 단면 설계 결과를 분석하기 위하여 유한요소 단면해석 프로그램을 활용하여 인장/굽힘/뒤틀림 강성 및 단위길이 당 중량, 탄성 축 등을 포함한 주요설계 인자들을 도출하였으며, 이 과정에서 프롭-블레이드의 설계 중량을 예측하였다. 그리고 도출된 설계 인자들을 로터시스템 통합 해석 프로그램에 적용하여 프롭-블레이드 운영 환경에서의 동적 안정성을 분석하였으며, 로터시스템 통합 해석 프로그램을 통해 분석된 프롭-블레이드 하중을 활용하여 2차원 단면 구조 해석을 수행하여 프롭-블레이드 구조 안전성을 확인하였다. 이러한 단면 설계/해석 과정에서 설계 요구도를 만족시키지 못하거나 다른 구성품에 부정적 영향을 준 설계 결과에 대해서는 설계 변경을 수행하였으며, 이를 통해 요구도를 만족시켰다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권7호
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• pp.29-36
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• 2004

본 연구에서는 전진비행시 무힌지 로터 블레이드의 허브하중에 대한 복합재료 연성의 영향을 고찰하였다. 무힌지 복합재료 로터 블레이드를 단일 상자형 보로 모델링 하였으며, 전단 변형 및 비틀림 워핑과 같은 비고전적 효과를 고려하였다. 운동방정식은 해밀턴의 원리를 이용하여 구성하였으며, 로터 블레이드의 공간 및 시간차원에서의 유한요소법을 적용하여 완전평형해석을 수행하였다. 블레이드에 작용하는 공기력은 2 차원 준정상 공기력 이론을 바탕으로 하여 역류 및 압축성 효과를 고려하였다. MSC/NASTRAN을 이용하여 피치 -플랩 및 피치-래그와 같은 탄성 연성의 크기를 구하고, 고전적인 기하학적 연계와 비교하였다. 탄생 연성은 $N_b/rev$ 허브하중의 특성에 적지 않은 영향을 미침을 확인하였다 블레이드 복합재료의 적층각을 적절히 변화시킬 경우 약 10-40%의 허브하중을 감소시킬 수 있음을 보였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권6호
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• pp.440-447
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• 2013

본 연구에서는 능동적인 블레이드 제어기법인 고조파제어(Higher Harmonic Control, HHC) 기법을 적용하여 로터의 허브 진동하중을 억제하기 위한 최적 제어입력을 탐색하였다. 통합 공탄성 해석 프로그램인 CAMRAD II를 이용하여 HART II 로터를 모델링하고 다양한 HHC 입력 조건에 대하여 파라미터 연구를 수행하여 최대의 진동하중을 감소시키기 위한 제어입력을 찾고, HART II 시험에서 정한 최소 진동 조건에서의 허브 진동하중과 비교하였다. 파라미터 연구를 통하여 HART II 시험에서의 최소 진동 조건에서는 진동하중이 증가하는 것을 확인하였다. 허브 진동하중을 감소시키기 위한 최적의 제어입력은 3/rev의 가진주파수에서 찾을 수 있었고 0.8도의 진폭과 350도의 위상각을 갖는 제어입력을 이용하는 경우에 기준조건대비 약 45%의 허브 진동하중 감소효과를 얻었다. HHC 기법을 이용하는 경우의 로터의 파워 감소는 5% 미만으로 나타나고, 성능이 향상되는 경우에는 대부분 진동이 증가하는 경향을 보였다.

• 한국재료학회:학술대회논문집
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• 한국재료학회 2012년도 춘계학술발표대회
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• pp.57.1-57.1
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• 2012

금속을 용해 응고시킬 때 생성되는 소위, 주조 결함이나 소결금속 내의 기공은 재료의 성능이나 강도를 현저하게 낮추는 결함으로서 예전부터 기피되어 왔다. 또한, 재료공정에 있어서도 여하의 기공이나 기포가 없는 치밀한 고강도 및 고기능성 재료를 개발하는 것에 최대한의 주의와 관심을 기울여 왔다. 반면에 자연계의 천연물이나 인공물을 둘러보면 그 대부분이 다공질임을 쉽게 눈치챌 수 있다. 예를 들어 목재, 지엽 등의 생물을 시작해서 콘크리트 등의 인공물, 우리 체내의 뼈도 전형적인 다공질구조로 구성되어 있다. 이러한 구조로부터 재료의 재질제어 이외에 구조제어라는 새로운 어프로치를 고려할 수 있고, 최근 들어, 금속재료에 있어서도 이러한 다공질 구조에 관한 연구가 활성화되어 충격흡수재, 생체재료, 베어링재료 등의 다양한 응용이 전개되고 있다. 원주상의 방향성 기공을 갖는 로터스 금속의 제조 원리는 용융금속의 높은 가스용해도와 고체금속의 낮은 가스고용도의 차이를 이용하여 응고할 때 고용되지 않는 가스원자가 기포를 형성시키는 것이다. 수소용해도는 모든 금속에 있어서 온도상승에 따라 증가하지만 융점에 있어서 용해도의 불연속적 증가를 나타내며 응고할 때 고액계면에서 다량의 가스를 방출하고 기공 생성을 야기한다. 특히, 고 액상에 있어서 수소용해도 차가 큰 마그네슘, 니켈, 철, 동 등은 기포를 생성하기 쉽다. 또한 기공의 배열구조를 제어하기 위해 일방향응고법를 이용하여 기공에 방향성을 부여한다. 외관상 기공구조가 연근뿌리를 닮은 것으로 부터 로터스 금속이라는 명칭이 널리 알려져 있다. 이와 같은 제조방법에 의해 로터스 금속은 기공 방향, 기공크기, 기공률을 자유롭게 제어할 수 있고 우수한 기계적 성질이 기존의 발포금속, 소결금속과 전혀 다른 특성을 가지고 있다. 이러한 기공구조는 용해온도, 응고속도, 분위기 가스압, 불활성가스와의 혼합체적비 등의 제어를 통해서 조절할 수 있다. 이와 같이 제조한 방향성 다공질금속은 BT (인플란트, 생체적합성, 저탄성, 경량), ST (초음속기엔진부품, 경량), IT (고성능수냉모듈), ET(고온촉매, 필터)의 분야로의 응용을 기대한다.

• 유변학
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• 제4권2호
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• pp.107-115
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• 1992

전방향족 에스테르계 열방성 액정중합체(LCP) 벡트라(Vectra)와 폴리카보네이트 (PC)를 무게비 30/70으로 구성한 고분자 블렌드를 확장되는 다이를 통하여 압출한후 압출쉬 트의 탄성 및 점탄성 특성을 만능시험기(UTM)와 동적기계적 스펙트로터(RDS)를 이용하여 측정하였다. 블렌드의 기계적 특성은 기지재인 PC의 ductility에도 불구하고 순수 LCP보다 도 더 brittle하였다. 그러나 탄성률이나 인장강도 모두 PC보다 훨씬 높게 나타나 보강효과 가 확인되었다. 이러한 보강효과는 복합계 내부에서 스스로 형성된 직경 2~10$\mu$m 정도의 거대 섬유소 그리고 거대 섬유소는 다시 직경 0.05$\mu$m 정도의 미세섬유로서 구성된 형태학 적 특성으로 설명될수 있었다. 한편 블렌드의 점탄성 거동은 마치 entanglement coupling이 높은 계의 특성과 비슷하였으며 시편의 위치에 따른 특성변화는 관찰되지 않았고 순수산 LCP의 점탄성 특성과 아주 유사하였다.

• 한국태양에너지학회 논문집
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• 제28권1호
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• pp.25-32
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• 2008

Aeroelastic phenomena of a wind turbine include stall-induced vibrations and classical flutters. The classical flutter occurs due to coalescence between bending mode and torsion mode. It is typically the aeroelastic instability of an aircraft wing. Different from the classical flutter, the stall-induced vibration is the instability in lead-lag mode due to negative aerodynamic dampings. In the present study, the three degree of freedom aeroelastic model of a wind turbine blade is introduced to characterize and analyze its aeroelastic phenomena. The numerical results show that the aeroelastic stability of flap-lag motion is more unstable than that of flap-pitch motion and the aeroelastic characteristics of lead-lag motion can become unstable as wind speed increases.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2003년도 춘계학술대회논문집
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• pp.325-329
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• 2003

Nowadays many peoples are using helicopter in various fields, not only military use but also common people applications such as air-measurement, photography, transportation of goods and persons, saving life and fire fighting etc. And it will be expected more popular than now. Most important part of helicopter to increasing performance and to reducing noise is rotor hub-system. Hub system consists of rotor-blade and rotor-hub. We participate to develop next-generation rotor hub system with elastomeric bearing, part of rotor hub. In this paper we introduce about the role and shape of elastomeric bearing in next-generation helicopter hub system. Then we study about bearing-material requirements and measuring methods. Finally we represent some experimental results.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권6호
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• pp.56-63
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• 2004

본 연구에서는 공력 압축성 효과를 고려하여 플랩이 있는 무인기 카나드에 대한 동적 공탄성 해석을 수행하였다. 고려한 해석 모델은 국내에서 개발 후보로 검토된 모델 중 하나인 CRW(Canard-Rotor-Wing) 무인기의 전운동(all-movable) 카나드이다. 초기 설계 데이터를 기반으로 하여 등가구조 날개 모델을 구성하였다. 엄밀한 공탄성 특성해석을 위해 주파수 및 시간영역 해석기법이 모두 적용되었으며, 카나드 및 플랩 연결부의 회전강성 변화에 대한 매개변수 연구를 수행하였다. 플랩이 있는 전운동 조종면의 경우 각 조종축에서의 등가회전강성은 공탄성 안정성에 중요한 설계인자이다. 본 연구를 통하여 설계 초기단계에서 동적공탄성 안정성에 미치는 영향을 파악하였으며 관련 해석결과들을 제시하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제1권2호
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• pp.27-36
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• 2007

The Damage Tolerant Design is developed to help alleviate structural failure and cracking problems in aerospace structures. Recently, the Damage Tolerant Design is required and recommended for most of aircraft design. In this paper, the damage tolerant design is applied to tilt rotor UAV. First of all, the fatigue load spectrum for the tilt rotor UAV is developed and fatigue analysis is performed for the flaperon joint which has FCL (fatigue critical location). Tilt rotor UAV has two modes: helicopter mode when UAV is taking off and landing; fixed wing mode when the tilt rotor UAV is cruising. To make fatigue load spectrum, FELIX is used for helicopter mode. TWIST is used for fixed wing mode. Fatigue analysis of flaperon joint is performed using fatigue load spectrum. E-N curve approach is used for picking crack initiation point. The LEFM(Linear Elastic Fracture Method) is considered for analyzing crack growth or propagation. Finally, including the crack initiation and propagation, the fatigue life is evaluated. Therefore the Damage Tolerant Design can be done.