• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제6권2호
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• pp.145-156
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• 2019

As the industrial desire for a step change in productivity within the manufacture of composite structures increases, so does the interest in Through-Thickness Reinforcement technologies. As manufacturers look to increase the production rate, whilst reducing cost, Through-Thickness Reinforcement technologies represent valid methods to reinforce structural joints, as well as providing a potential alternative to mechanical fastening and bolting. The use of tufting promises to resolve the typically low delamination resistance, which is necessary when it comes to creating intersections within complex composite structures. Emerging methods include the use of 3D woven connectors, and orthogonally intersecting fibre packs, with the components secured by the selective insertion of microfasteners in the form of tufts. Intersections of this type are prevalent in aeronautical applications, as a typical connection to be found in aircraft wing structures, and their intersections with the composite skin and other structural elements. The common practice is to create back-to-back composite "L's", or to utilise a machined metallic connector, mechanically fastened to the remainder of the structure. 3D woven connectors and selective Through-Thickness Reinforcement promise to increase the ultimate load that the structure can bear, whilst reducing manufacturing complexity, increasing the load carrying capability and facilitating the automated production of parts of the composite structure. This paper provides an overview of the currently available methods for creating intersections within composite structures and compares them to alternatives involving the use of 3D woven connectors, and the application of selective Through-Thickness Reinforcement for enhanced damage tolerance. The use of tufts is investigated, and their effect on the load carrying ability of the structure is examined. The results of mechanical tests are presented for each of the methods described, and their failure characteristics examined.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
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• pp.7-12
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• 2007

본 연구에서는 선행연구에 의해 설계되어진 20인승급 소형 위그선의 주날개 구조를 엔진 및 프로펠러에 의해 유발되는 진동을 가진력으로 하여 강제진동 해석을 수행하였다. 대상 위그선은 왕복엔 진을 날개에 장착하여 프로펠러에 의한 추력으로 비행하며， 미는 형식(Pusher Type)의 엔진 배열을 취하고 있다. 유한요소해석을 위해서 구조해석 상용프로그랩인 MSC/NASTRAN을 사용하였으며， 엔진의 주요 진동 특성인 X-mode 와 Y-mode 그리고 Z-mode를 특정 가진 주파수로 하여 주파수 응답 해석을 수행하였고, 엔진의 추력방향 진동 모드인 X-mode를 프로펠러의 회전에 의해 진동을 수반하는 가진 추력으로 가정하여 과도응답 해석을 수행한 후 날개의 진동 특성을 살펴보았다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권10호
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• pp.1032-1037
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• 2008

항공기의 기체 생존성에 있어서 연료탱크는 중요한 부분이다. 회전익 항공기의 연료탱크는 자기 밀폐성과 내충돌성의 기능을 필요로 한다. 이에 따라 고기능유연연료탱크를 필요로한다. 이 논문에서는 상용 소프트웨어인 MSC.DYTRAN을 이용하여 연료탱크의 낙하시험을 시뮬레이션 하였다. 연료탱크 낙하 시험 시 시험 큐브의 파손 없이 내충돌성 요구조건을 만족하는지 알아보았다.

• 한국항행학회논문지
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• 제22권5호
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• pp.359-366
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• 2018

본 논문은 FBG센서를 항공기 날개 내부에 설치한 CTLS항공기를 이용하여 데이터를 받아 잡음제거를 수행하였다. 잡음제거를 위하여 이동불변의 특성을 지닌 정상 웨이블릿 변환 기법을 제시하였다. CTLS와 같이 복합재 내부에 FBG센서를 설치하게 될 경우 접착제 층 사이에 크고 작은 빈공간과 미 접착부분이 생기게 되고, 신호갈라짐 (split problem) 현상이 발생하게 된다. FBG센서 자체가 전자기적 잡음에 영향을 받지 않지만 광원이나 광 검출기, 신호처리장치의 경우 전원을 사용하는 전자부품이기 때문에 이러한 전자기파의 영향을 받아 오차가 발생하게 된다. 이렇게 발생한 오차를 실험결과를 통하여 정상 웨이블릿 변환을 이용하여 잡음을 제거하고 보다 정확한 데이터 검출을 할 수 있음을 확인하였다.

• 대한기계학회논문집A
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• 제34권1호
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• pp.117-124
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• 2010

현재까지 소형항공기의 조류충돌 문제는 상대적으로 낮은 비행속력과 개인용 목적의 운용 탓에 항공기 개발 및 운용 시의 중요 문제로 다루어지지 않았다. 따라서 일반적으로 FAR 23의 커뮤터급이나 FAR 25급 중, 대형 항공기와 달리 조류충돌에 대한 안전성 입증 규정이 적용되지 않았던 게 사실이다. 그러나 지점 간 운송수단인 에어택시(Air-taxi)로의 활용과 충격에 상대적으로 취약한 복합재료의 구조재료로의 적용이 확대된 VLJ(Very Light Jet)의 급격한 수요 증가에 대한 예측은 FAR 23 일반 및 실용기급 항공기의 조류충돌에 대한 안전성 향상에 대한 필요성을 증대시키는 원인으로 작용할 것이다. 본 연구는 복합재로 제작된 주익의 조류충돌 안전성 및 구조효율성을 평가하기 위해 복합재와 금속재가 적용된 소형항공기의 주익 앞전의 조류 충돌시의 안전성에 대한 외연적 유한요소 해석 결과를 비교하는 과정을 담고 있다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제18권2호
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• pp.215-221
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• 2017

An electromagnetic (EM) wave absorber reduces the possibility of radar detection by minimizing the radar cross section (RCS) of structures. In this study, a radar absorbing structure (RAS) was applied to the leading edge of a blended wing body aircraft to reduce RCS in X-band (8.2~12.4GHz) radar. The RAS was composed of a periodic pattern resistive sheet with conductive lossy material and glass-fiber/epoxy composite as a spacer. The applied RAS is a multifunctional composite structure which has both electromagnetic (EM) wave absorbing ability and load-bearing ability. A two dimensional unit absorber was designed first in a flat-plate shape, and then the fabricated leading edge structure incorporating the above RAS was investigated, using simulated and free-space measured reflection loss data from the flat-plate absorber. The leading edge was implemented on the aircraft, and its RCS was measured with respect to various azimuth angles in both polarizations (VV and HH). The RCS reduction effect of the RAS was evaluated in comparison with a leading edge of carbon fabric reinforced plastics (CFRP). The designed leading edge structure was examined through static structural analysis for various aircraft load cases to check structural integrity in terms of margin of safety. The mechanical and structural characteristics of CFRP, RAS and CFRP with RAM structures were also discussed in terms of their weight.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.217-221
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• 2007

본 연구에서는 대상체인 소형 위그선의 주날개 구조를 엔진 및 프로펠러의 기진에 의한 강제진동 해석을 수행하였다. 대상 위그선은 2행정의 왕복엔진을 날개의 좌 우에 각각 장착하여 프로펠러에 의한 추력으로 비행하며, 미는 형식(Pusher Type)의 엔진 배열을 취하고 있다. 엔진의 주요 진동 특성인 H-mode 와 X-mode 를 특정 가진 주파수로 하여 주파수 응답 해석을 수행하였고, 엔진의 횡방향 진동 모드인 L-mode를 프로펠러에 회전에 의해 진동을 수반하는 기진 추력으로 가정하여 과도응답 해석을 수행하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제2권2호
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• pp.8-13
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• 2008

The fuel tank systems of fixed wing and rotary wing aircrafts require the self-sealing and crash-worthiness for their survivability. For these requirements, the flexible composite fuel tank is generally used. In this study, the drop and penetration performance of a fuel tank is investigated. The FE simulation includes the drop and penetration test of a fuel tank using MSC.DYTRAN. MSC.DYTRAN can provide the fluid-structure modeling of these test from Euler and Lagrange grids. Using MSC.DYTRAN, the finite modeling of the test cube of the flexible fuel tank and its FE simulation are performed for various environments. The simulation results can show if the test cube satisfies the performance requirements of the fuel tank.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제4권1호
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• pp.23-26
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• 2010

In this study, it was performed damage assesment of small scale composite aircraft developing. This aircraft adopted the sandwich structure to skin of wing. This study aims to investigate the residual strength of sandwich composites with Nomex honeycomb core and carbon fiber face sheets after the open hole damage by the experimental investigation. The 4-point bending tests were used to find the bending strength, and the open hole was applied to introduce the simulated damage on the specimen. The bending strength test results after open hole was compared with the results of no damaged specimen test. The FEM analysis is assessed via an experimental 4-point bending test.

• Composites Research
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• 제27권2호
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• pp.77-81
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• 2014

본 연구에서는 전기체 복합재가 적용되어 설계된 소형 항공기의 손상 평가 및 유지 보수 연구를 수행하였다. 본 연구에서 개발 중인 항공기의 스킨 부위는 샌드위치 구조가 적용되었다. 본 연구에서는 노멕스 허니컴코어와 카본 면재가 적용된 샌드위치 복합재 구조에 대해 구멍 손상 이후의 잔류 강도 평가에 대한 연구를 수행하였다. 4점 굽힘 시험을 통해 시편의 굽힘 강도를 확인하고, 시편에 손상을 모사하기 위하여 시편의 중앙 부위에 구멍 손상을 가하였다. 손상된 시편을 손상 전 시편과 동일한 시험을 통해 손상 전의 강도와 비교하였다. 또한 손상된 복합재 구조는 손상 부위 제거 후 패치 수리 기법을 적용하고 손상된 시편과 보수된 시편의 굽힘 강도 시험결과를 비교하였다. 샌드위치 복합재 구조 시편의 유지 보수 후 굽힘 강도 시험 결과 손상 전 시편의 강도와 비교하여 강도의 95%까지 회복되는 것으로 분석되었다.