• 항공우주기술
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• 제5권2호
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• pp.159-165
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• 2006

본 연구에서는 KSLV-1 2단 킥모터를 지지하는 구조물인 킥모터지지부의 콘 구조물에 대한 구조 해석을 수행하였다. 킥모터지지부는 큰 구조물외에 트러스 구조물로 구성되어있으며, 킥모터로부터 발생하는 하중은 콘 구조물이 지지하게 된다. 킥모터로부터 발생하는 하중은 1단 추력 시 관성으로 인해 발생하는 인장 하중과 2단 킥모터 추력 시 발생하는 압축 하중이며 비행 자세에 따른 전단 하중과 굽힘 하중이 있다. 본 연구에서는 콘구조물에 부가될 수 있는 여러 가지 하중 조건에 대하여 해석을 수행하였으며, 압력 배출에 유무에 따른 구조 해석도 수행하였다. 등가 하중 기준으로 킥모터 추력으로 발생되는 등가 압축 하중보다 관성으로 인해 발생하는 등가 인장 하중이 더욱 크고 구조 해석 결과 역시 안전 여유 계수가 작게 나왔다.

• 대한기계학회논문집A
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• 제34권11호
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• pp.1667-1674
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• 2010

항공기 구조는 신뢰성 보장을 위해 피로하중에 대한 수명예측이 중요한 분야로 고려되고 있다. 본 논문에서는 항공기 비행안전과 가장 밀접한 엔진 지지구조물을 대상으로 S-N 곡선과 등가응력을 이용하여 선형누적손상 이론을 적용한 피로수명 해석을 수행하였다. 내추락 하중 조건에서 정적강도 해석의 최대응력은 가위형 링크 부위에 1,080MPa를 나타내었으며, 이는 온도감소계수를 적용한 허용응력보다 약 5%의 여유를 가지고 있다. 피로하중 조건에서 최대응력은 가위형 링크 부위에 876MPa로 가장 높았으며, 이 때 응력방정식 계수도 0.019MPa/N으로 최대를 나타내었다. 피로수명 해석에 의한 안전수명은 가위형 링크 상단부에 있는 프레팅 영역이 416,667H이고, 다른 부위는 무한수명이 산출되어, 항공기 엔진 지지구조물(가위형 링크, 직선형 링크)은 피로수명 요구도를 충족하는 것으로 확인되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.942-944
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• 2017

초고속 비행체는 발사 시 엔진에 의한 음향 압력과 비행 중 공력 가열 및 공기역학적 압력 등 복합적인 하중을 받는다. 이러한 외부환경으로부터 비행체의 연료 탱크 등 내부 시스템을 보호하기 위해 열방어 시스템 패널(Thermal Protection System Panel)이 필요하다. 본 논문에서는 온도 조건에 대해 유한차분법을 이용하여 열방어 시스템 패널의 열전달 모델을 정의하고, 구한 절점별 온도 데이터를 회귀분석을 통해 두께방향 온도 구배의 함수로 정리하였다. 도출한 온도 이력과 극한 압력 하에서 열방어 시스템 패널의 열구조 특성에 대한 해석적 모델을 정의하였다. 해석적 모델을 이용하여 열방어 시스템 패널의 열구조 특성에 대해 매개변수 분석을 수행하였다. 이를 통해 열방어 시스템 패널의 경량화 및 열구조적 설계 요구조건을 충족하는 설계변수를 도출하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.933-935
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• 2017

이 논문은 유도무기의 비행 중에, 공력가열을 받는 환경조건으로부터 유도무기를 보호하는 열방호용 코르크계 외부 인슈레이션 재료의 곰팡이 영향 연구에 관한 것이다. 필라멘트 와인딩 공법으로 제작된 복합재 연소관의 외부에 적층하는 코르크계 재료를 고려하였으며, 주어진 시스템에서의 효율적인 시스템 개발을 위해서 요구되는 요구조건 분석의 중요성을 고려하였다. 코르크계 복합재료를 유도무기용 복합재연소관의 외부 인슈레이션 재료로 사용하는데 요구되는 기본 요구조건에 대한 요구조건 분석에 의한 연구항목의 실험적 연구를 수행하였다. 해당 코르크계 재료의 곰팡이 영향 연구를 위해 곰팡이가 배양된 시편의 전단시편(QLS) 기계적물성 시험을 수행, 곰팡이 배양 전후의 결과와 비교하였으며, 곰팡이 발생 방지연구를 위해 곰팡이 방지페인트 유무에 따른 항곰팡이 효과발현을 공인기관 인증시험을 통해 확인하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제13권5호
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• pp.72-78
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• 2019

전투기 흡입구 덕트 구조물 설계에 중요한 하중조건으로 흡입구 해머쇼크 조건이 있다. 엔진 압축기 내부유동의 갑작스런 감소에 의하여 큰 압력의 해머쇼크가 발생하게 된다. 압축충격파인 흡입구 해머쇼크 해석을 위한 전통적인 방법은 극단적인 조건들의 조합을(최대 속도, 해수면, 저온 대기) 이용하였지만, 90년대 이후 확률론적 방법을 통해 적절한 해머쇼크 설계압력을 제시한 논문들이 발표되었다. 이를 참고로 본 연구는 한국공군의 비행운용데이터를 활용하여 흡입구 해머쇼크 압력을 확률론적으로 접근하였고, 이를 통해 전통적인 방법 대비 약 30 % 감소된, 흡입구 설계용 해머쇼크 압력을 해석하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제26권3호
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• pp.10-21
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• 2022

우주 발사체 구조인 추진제 탱크는 지상운송, 발사대기, 이륙 및 비행 과정 동안 다양한 정적 및 동적 하중이 작용하여 이에 대해 구조건전성을 보유해야 하며 더불어 추진제를 많이 싣기 위해서 크고 가벼워야 한다. 이런 특성으로 본 연구의 구조 대상인 추진제 탱크 실린더는 얇은 두께를 가지게 되어 실린더 설계에서 압축하중에 의한 좌굴이 중요하게 고려된다. 하지만 기존의 수립된 NASA 및 유럽 등의 좌굴 설계 기준은 상당히 보수적인 값으로 최신 설계 및 제작 기술을 반영하지 못하고 있다. 본 연구에서는 초기 결함이 반영된 다양한 해석 모델을 이용하여 비선형 좌굴 해석을 수행하고 실린더 구조의 새로운 좌굴 설계 기준 수립 방안을 제시한다. 결론적으로 공통격벽 추진제 탱크 실린더 구조의 효과적인 경량 설계가 구현될 수 있음을 확인하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제18권3호
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• pp.17-26
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• 2024

항공기 엔진은 비행 중 고온, 고압과 터빈 축의 회전으로 인한 응력이 발생한다. 이러한 하중으로 인해 구조 내/외부에 미세한 균열이 발생할 수 있다. 이는 구조적 결함으로 이어져 부품의 수명에 악영향을 줄 수 있다. 이러한 현상을 사전에 방지하고자 균열에 대한 유한요소해석이 진행된다. 하지만 이 과정은 반복적인 균열 모델링이 이루어져 많은 시간과 노력을 수반한다. 그러므로 본 논문에서는 유한요소모델 기반의 균열 모델링 기법을 개발하였다. 균열 모델링에는 점 간의 연결에 제한을 가지고 공간을 삼각 분할하는 Constrained Delaunay Triangulation(CDT)을 사용하였다. 반타원 균열을 가지는 평판과 원통형 용기에 대한 응력확대계수 비교를 통해 기법을 검증하였으며, 균열 해석에 유용함을 보였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권2호
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• pp.127-134
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• 2020

고초음속 항공기는 초음속 비행 중 공력 가열에 의하여 높은 온도 환경에 노출되기 때문에 동체 및 날개 구조물은 더블 패널 형태의 열 차폐 구조로 설계하여 기체 내부로 높은 온도의 열이 전달되는 것을 막는다. 얇은 두께의 더블 패널 외피는 초음속 항공기의 고출력 엔진 소음과 제트 유동에 의한 음향 하중에 노출되어 음향 피로 손상이 발생할 수 있다. 따라서 열음향 복합 하중을 받는 초음속 항공기 외피 구조의 거동 확인과 피로수명 예측이 필요하다. 본 논문에서는 열음향 복합 하중을 모사할 수 있는 열음향 시험 장치를 설계/제작하여 열음향 하중이 적용되는 티타늄 시편의 열음향 시험을 수행하였다. 열음향 복합 하중에 의한 구조물의 동적 거동을 확인하였으며, 시편 단위 열음향 시험 결과와 유한요소해석 결과를 비교하여 해석 모델을 검증하였다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제22권1호
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• pp.511-519
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• 2021

저고도 비행으로 접근하는 적 비행 체계를 신속한 대응 사격으로 제압하는 대공화기용 특수 차량에 차체와 포탑의 회전동력 전달에 선회 베어링이 적용되고 있다. 특수 차량의 전투 임무 수행 과정에서 포탑 하중과 사격 시 발생되는 충격 하중 등이 복합적으로 작용할 때 구조적 안정성이 확보되어야 성공적인 기능 발휘가 가능하다. 선회 베어링의 구성품 중 링기어, 롤러 및 와이어 레이스의 형상과 소재 특성을 고려하여 차량의 포탑 구동과 사격에 의해 작용하는 복합 하중에 대한 구성품의 안정성을 평가하고자 하였다. 안정성 평가를 위한 연구 방법으로는 공학 이론을 바탕으로 구성품의 강도 특성을 수치적 계산을 통해 살펴보고, 다음으로 상용 해석 프로그램인 ANSYS를 이용하여 구성 부품들에 대한 유한 요소 해석을 수행하였다. 이론적 해석과 유한 요소 해석 결과의 상호 비교 결과 매우 유사함을 확인할 수 있었다. 해석 중심으로 수행된 선회 베어링에 대한 구조 안정성 평가 결과로 보아 국산화 개발초기 예비 설계 단계에서 결정한 선회 베어링의 설계 강도가 충분함을 확인하였다.

• 우주기술과 응용
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• 제1권3호
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• pp.319-336
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• 2021

본문은 과학관측임무 초소형위성인 SNIPE(Scale magNetospheric and Ionospheric Plasma Experiment)의 시제인증모델(EQM)에 대한 발사환경시험 수행 결과 및 이를 통해 얻을 수 있는 신뢰성 있는 초소형위성 개발 방향에 대해 논한다. SNIPE는 우주기상관측을 포함한 다양한 탑재체를 지닌 6U급 초소형위성으로 4기가 편대비행을 하며 임무를 수행한다. 다수의 비행모델 제작 전 시제인증모델을 통해 먼저 설계 및 제작의 유용성을 검증하고자 하였다. 시제인증모델의 발사환경시험은 2019년 1차 시험이 수행되었고, 여기서 발견된 일부 문제점을 교정하여 2021년에 2차 시험을 수행함으로써 모든 문제가 해결되었음을 확인할 수 있었다. 두 차례의 시험에서 특이할 점은 1차 시험의 발사관과 2차 시험의 발사관이 다르다는 점인데, 1차 시험용 발사관과 달리 2차 시험의 발사관은 내부의 초소형위성을 고정하는 기능이 있어서 내부 초소형위성이 실제 받는 구조적 하중이 1차 시험에 비해 훨씬 경감되었다는 점이다. 본 논문은 두 시험의 결과로 나타난 특징을 분석하고, 차후 여타 초소형위성의 구조 설계에 반영할 수 있는 지침들을 제시하였다.