• Composites Research
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• 제25권6호
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• pp.224-229
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• 2012

정찰 및 감시를 위한 어레이 안테나가 내장된 날개는 컷아웃이 수반되기 때문에 구조성능이 저하된다. 본 논문에서는 단순화된 복합재 날개에 어레이 안테나 탑재시 안테나성능 저하와 날개구조 성능 저하를 최소화할 수 있는 복합재 모자형 보강재의 두께에 대해 최적설계를 수행하였다. 최적의 모자형 보강재 형상 선정을 위하여 모자형 보강재의 웹 경사도와 플랜지의 길이에 변화를 주어 상용 유한요소해석 프로그램을 이용하여 구조 해석을 수행하였다. 복합재 모자형 보강재형상에 대하여 응력과 좌굴에 대한 구속조건으로 상용 최적화 프로그램인 VisualDOC와 상용 유한요소해석 프로그램을 이용하여 최적화를 수행하여 보강재의 두께를 결정하였다.

• 대한기계학회논문집
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• 제19권3호
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• pp.615-622
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• 1995

It may be inefficient to conduct the aeroelastic analysis by using full-scale conventional finite-element analyses or experiments, from the initial design phase, for an aircraft wing which can be considered as the discontinuum complex structure with composite laminated skins. In this paper, therefore more efficient aeroelastic analysis has been conducted for a box-beam typed aircraft wing by using the equivalent continuum beam-rod model which is derived from the concept of energy equivalence. Equivalent structural properties of the continuum beam-rod model are obtained from the direct comparison of the finite-element matrices of continuum beam-rod model with those of box-beam typed aircraft wing. Numerical results by the continuum beam-rod model approach are compared with those by the conventional finite-element analysis approach to show that the continuum beam-rod model proposed herein is quite satisfactory as a simplified model of aircraft wing structure for aeroelastic analyses.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권3호
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• pp.74-81
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• 2004

복합재 주익을 실험용 경항공기급에 적용하기 위하여, 복합재료의 특성과 제작공정을 고려한 일련의 기본 설계와 해석과정을 보이고 그 결과를 수록하였다. Schrenk 방식 (NACA TM No. 948) 과 FAR part 23 Appendix A의 근사방법을 이용하여 공력하중해석을 수행하였으며, 이에 의거한 구조하중 조건을 만족함과 동시에 복합재 구조의 장점을 반영할 수 있도록 주요 부재를 배치하였다. 제작공정과 동일한 조건에서 성형된 시편들에 대해 실험을 수행하여 선정재료의 설계기준치를 확보하였고, 단순화된 상자형 날개보에 대해 최대 변형 률 파괴기준식을 적용하여 구조의 안전도를 평가하였다.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제7권4호
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• pp.353-369
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• 2020

This paper presents the flutter analysis and optimum design of axially functionally graded box beam cantilever wing section by considering various geometric and material parameters. The coupled dynamic equations of the continuous model of wing system in terms of material and cross-sectional properties are formulated based on extended Hamilton's principle. By expressing the lift and pitching moment in terms of plunge and pitch displacements, the resultant two continuous equations are simplified using Galerkin's reduced order model. The flutter velocity is predicted from the solution of resultant damped eigenvalue problem. Parametric studies are conducted to know the effects of geometric factors such as taper ratio, thickness, sweep angle as well as material volume fractions and functional grading index on the flutter velocity. A generalized surrogate model is constructed by training the radial basis function network with the parametric data. The optimized material and geometric parameters of the section are predicted by solving the constrained optimal problem using firefly metaheuristics algorithm that employs the developed surrogate model for the function evaluations. The trapezoidal hollow box beam section design with axial functional grading concept is illustrated with combination of aluminium alloy and aluminium with silicon carbide particulates. A good improvement in flutter velocity is noticed by the optimization.

• 항공우주기술
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• 제3권1호
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• pp.1-8
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• 2004

본 연구에서는 MSC/NASTRAN을 이용하여 플러터, 돌풍응답 등의 공탄성 현상에 대한 해석 및 제어에 필요한 일반화된 비정상 공기력 행렬들을 계산하고, 이를 외부 프로그램에서 활용하기 위해 MSC/NASTRAN의 DMAP ALTER를 이용하여 외부 파일로 추출하는 방법을 제시하였다. 또한, 공탄성 해석 및 제어를 위한 지배방정식 구성을 위해 추출된 일반화된 비정상 공기력 행렬들을 최소상태 근사법을 사용하여 근사화하는 방법을 제시하였으며, 이를 단순화된 항공기 날개 구조물 모델에 적용하여 검증하였다.