• 한국항공운항학회지
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• 제23권1호
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• pp.96-102
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• 2015

Composite materials are widely used as structural materials for manufacturing an aircraft, due to their : low weight, low thermal expansion coefficient, production efficiency, anisotropy, corrosion resistance and long fatigue life. The range of using composite materials has been extended from the fuselage and the wings to the entire aircraft structure. In this paper, by analyzing the problems which were generated while designing and fabricating aircraft structures using composite materials, the differences between metallic structures and composite structures are described. In addition, the methodological improvement directions on design and fabricating are described.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권7호
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• pp.535-540
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• 2019

MDO(Multi-disciplinary Optimization)를 위한 서로 다른 모델 간의 결합은 계산 프레임 워크의 복잡성을 크게 증가시키는 동시에 CPU 시간과 메모리 사용을 증가시킨다. 이러한 어려움을 극복하기 위해 POD(Proper Orthogonal Decomposition)와 RBF(Radial Basis Function)를 사용하여 복합 샌드위치 구조가 항공기 날개 스킨 재료로 사용될 때 복합재와 샌드위치 코어의 두께를 결정하는 최적화 문제의 해를 구했다. POD와 RBF를 사용하여 날개 형상과 하중 데이터에 대한 대리 모델을 만들었으며 대리 모델에 의해 얻어진 목적 함수 및 제약 함수 값을 사용하여 최적해를 구하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권10호
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• pp.928-935
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• 2015

본 논문에서는 상온접합이 있는 무인기 복합재 날개의 저온 구조시험에 대하여 소개하였다. 본 시험에 사용된 날개구조는 탄소섬유 강화 복합재료로 구성되며, 내부 구조물과 스킨은 상온접착제로 접합되었다. 또한 날개구조의 손상허용성을 검증하기 위하여 육안으로 확인이 거의 불가능한 충격손상을 스킨의 주요 부위에 인위적으로 적용하였다. 무인기 운용 고도의 온도환경을 모사하기 위한 저온 챔버를 특별히 제작하였으며, 날개구조는 챔버내에 고정시키고 챔버 외부에 설치한 유압 작동기를 이용하여 하중을 부가하였다. 구조시험은 변형률 개관 시험 및 1배 수명 피로하중 스펙트럼에 대한 손상허용시험으로 구성된다. 변형률 게이지와 광섬유 센서를 이용하여 본딩영역 및 주요 부위의 변형률을 측정하였으며, 압전 구동기/센서를 이용하여 손상의 변화를 모니터링 하였다. 시험결과로부터 날개구조는 1배 수명에 대한 운용환경을 모사한 환경 하에서 구조적 건전성을 보유하고 있음을 확인하였다.

• 항공우주기술
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• 제1권2호
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• pp.179-185
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• 2002

본 연구는 장기체공성 향상을 위한 개량형 무인기의 구조설계에 관한 방법 및 절차를 소개한 것이다. 상온 경화용 복합재료를 날개 전체에 적용하였다. 운반 및 보관의 용이성을 고려하여 날개 구조물을 3개로 분리하였고, 구조물의 경량화 및 강성의 증가를 위하여 샌드위치 구조물을 스킨 전영역에 적용하였고, 제한하중 4g에 해당되는 하중조건에서 구조강도시험을 수행하여 구조설계와 제작성을 점검하였다.

• Composites Research
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• 제32권1호
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• pp.45-49
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• 2019

최근 널리 연구되고 있는 대표적인 OOA(out-of-autoclave) 공정의 하나인 수지필름 인퓨전(resin film infusion, RFI) 공정은 우수한 기계적 물성과 수지의 균일한 함침성을 가지면서도 대형 구조물에서의 공정비용을 대폭 저감할 수 있는 장점을 지니고 있다. 본 연구에서는 RFI 탄소섬유 복합재를 2 m 이상급 무인기 구조체에 적용하여 구조적 안전성을 향상시킴과 동시에 경량화를 달성하기 위한 연구를 수행하였다. 재료 인장시험결과 T300급 탄소섬유 복합재료와 비교하였을 시 강도는 46% 높은 결과를 보이며 강성은 유사한 수준임을 확인할 수 있었다. 또한 상기 재료물성을 적용한 탄소섬유 복합재 날개구조의 설계 및 해석 결과, 유리섬유 복합재를 적용한 기존 모델 대비 날개 길이방향 강성이 증가하여 날개 끝단 처짐량은 31% 감소하고 구조 안전계수가 28% 증가함과 동시에 전체 구조의 무게를 10% 이상 경량화 가능함을 확인하였다.

• 구강회복응용과학지
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• 제22권4호
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• pp.329-340
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• 2006

Statement of problem: Damping of the peak force transmitted to implants has been reported by in vitro studies using impact forces on resin-veneered superstructures. Theoretical assumptions suggest that use of acrylic resin for the occlusal surfaces of a prosthesis would protect the connection between implant and bone. Therefore, the relationship between prosthesis materials and the force transmitted through the implant system also needs to be investigated under conditions that resemble the intraoral mechanical environment. Purpose: The purpose of this study was to analyze the fracture strength and modes of temporary prosthesis when a flange or occlusally extended structure were connected on the top of the abutment. Material and method: Modified abutments of winged and bulk design were made by casting the desired wax pattern which is made on the UCLA type plastic cylinder. Temporary crowns were made using templates on the modified abutments, and its fracture toughness and strain were compared to the traditional temporary prosthesis. To evaluate the effect of aging, 5.000 times of thermocycling were performed, and their result was compared to the 24hours specimen result. Results: The following conclusions were drawn from this study: 1. In the fracture toughness test, temporary crown's fracture line located next to the screw hole while modified designs with metal support showed fracture line on the metal and its propagation along the metal-resin interface. 2. Wing and bulk structure didn't show significant difference in the fracture toughness (p>0.05), but wing structure showed stress concentration on the screw hole area compared to bulk structure which showed even stress distribution. 3. In the fracture toughness test after thermocycling, wing and bulk structure showed increased or similar results in metal supported area while off-metal area and temporary crown showed decreased results. 4. In the strain measurement after thermocycling, its value increased in the temporary and bulk structure. However, wing structure showed decreased value in the loading point while increased value in the screw hole area. Conclusion: Wing type design showed compatible result to the bulk type that its application with composite resin prosthesis to the implant dentistry is considered promising.

• 항공우주기술
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• 제12권1호
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• pp.1-9
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• 2013

태양전지 및 전기동력을 이용한 장기 체공 무인기의 체공 효율을 증가시키기 위해서는 구조 경량화가 필수적이다. 본 논문에서는 24시간 장기체공 전기동력 무인항공기인 EAV-2H의 주익 경량화 및 구조 건전성 확보를 위하여 Mylar Film과 섬유강화 복합재료로 구성된 주익을 설계하였다. 보이론 해석을 이용하여 주익 Spar의 형상 선정 및 구조 사이징을 수행하였다. EAV-2H 임무를 고려하여 하중해석을 수행하고 주익의 주요 구성품에 대해 유한요소해석을 수행하였다. 마지막으로 주익의 정적구조시험을 통해 주익의 구조 건전성을 확인하였다. 본 연구를 통하여 개발된 EAV-2H 주익은 이전 모델인 EAV-2에 비교하여 Span 기준 42%의 중량이 감소되었으며, 설계극한하중을 부가하는 정적구조시험을 통과하였다.

• Composites Research
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• 제29권2호
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• pp.53-59
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• 2016

항공기 날개 구조물은 유체를 포함한 연료탱크로 사용되며, 연료탱크와 날개구조물을 연결하는 체결부는 복합재 구조물을 사용한다. 항공기 날개 구조물에 고속의 물체가 관통 또는 폭발하게 되면 수압램 현상이 발생하며, 수압램 현상에 의해 연료탱크에 높은 압력이 생성된다. 이러한 높은 앞력은 날개구조물 뿐만 아니라 연료탱크와 체결부의 파손을 야기하기 때문에 전투용 항공기의 기체 생존성 확보를 위해서는 수압램 효과에 대한 체결부의 거동을 확인해야 한다. 본 연구에서는 수압램 검증 시험에 앞서 항공기의 복합재 날개 외피와 스파 체결부를 모사한 4종류의 복합재 T-Joint에 정적 인장 시험을 수행하여 시편의 파손 거동을 스트레인 게이지와 초고속 카메라를 통해 확인하였다. 스트레인 게이지를 통해 얻은 변형률을 기준으로 동일한 형상과 하중 조건을 갖는 유한요소해석 모델링의 해석 결과를 비교하여 모델링의 타당성을 확인하였으며, 정적 하중에서 복합재 T-Joint의 파손응력을 확인하였다. 유한요소해석을 통해 향후 진행될 수압램 시험에서 각 시편이 파손되는 압력을 예측하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.810-812
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• 2008

Previously study on structural design of the main wing of the twenty-seat class WIG(Wing in Ground Effect) craft. In the final design, three spars construction was selected for safety in the critical flight load, and the Carbon-Epoxy material was selected for lightness and structural stability. In this study, the forced vibration analysis was performed on the composite main wing structure of the twenty-seat class WIG craft with two-stroke pusher type reciprocating engine. The vibration analysis based on the finite element method was performed using a commercial FEM code, MSC/NASTRAN. Excitations for the frequency response analysis were assumed as the H-mode(horizontal mode), the V-mode(vertical mode) and the X-mode(twisted mode) which are typical main vibration modes of engine. And excitations for the transient response analysis were assumed as the L-mode(longitudinal mode) with the oscillating propeller thrust which occurs in operation. According to the result of forced vibration analysis, structural design was modified to reduce the vibrations.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권10호
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• pp.687-694
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• 2019

초경량 항공기 구조의 날개 보로 사용되는 원통형 복합재료 날개 보는 굽힘 모멘트와 전단하중을 동시에 받고 있는 구조물이다. 하지만 기존의 일반 원통형 보는 상하부의 굽힘 모멘트, 좌우부의 전단하중을 지지하는 구조적 특성을 고려하지 못하므로 비효율적일 수 있다. 따라서 섬유각 또는 복합재료를 적절히 배열하여 효율적으로 구조물을 만드는 것이 필요하다. 본 연구에서는 원통형 복합재료 보의 굽힘강도와 전단강도의 증가를 위해 보의 단면을 상하좌우로 분할하여 적층순서를 달리함으로써 효율적인 하중지지가 가능하게 하였다. 상용 프로그램 MSC/NASTRAN을 이용한 구조해석을 통해 원호 분할각과 섬유각에 따른 수직변위, 수직변형률, 전단변형률 계산하였다. 계산 결과에 따르면 새롭게 제안된 원통형 보의 분할각과 섬유 방향각을 선택하여 구조 강도를 증가시킬 수 있음을 제시하였다.