• 한국항공우주학회지
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• 제35권4호
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• pp.287-294
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• 2007

전산유체와 전산구조 연계 방법을 사용하여 하부에 외부 장착물이 부착된 초음속 비행체의 날개에 대한 정적 공탄성 해석을 수행하였다. 전산유체와 전산구조의 연계를 위하여 두 개의 사상 알고리즘, 즉 압력 사상 알고리즘과 변위 사상 알고리즘이 사용되었다. 공력해석은 날개주위의 유동장을 구하기 위하여 비정렬 3차원 오일러 방정식을 이용하였고 구조변위를 구하기 위하여 유한요소해석 프로그램을 사용하였다. 연계 절차는 특정 수렴조건을 만족할 때까지 반복 수행되며, 전형적인 초음속 비행체 날개에 대한 정적 공탄성 해석을 수행하여 수렴된 날개 형상을 얻었다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제24권1호
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• pp.1-11
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• 2021

Thermal protection system structures such as double-panel structures are used on the skin of the fuselage and wings to prevent the transfer of high heat into the interior of an high supersonic/hypersonic aircraft. The thin-walled double-panel skin can be exposed to acoustic loads by high power engine noise and jet flow noise, which can cause sonic fatigue damage. In order to predict the fatigue life of the skin, the octave bandwidth SPL should be calculated as narrow bandwidth PSD or acoustic load history using interpolation method. In this paper, a method of converting the octave bandwidth SPL acoustic load into a narrow bandwidth PSD and reconstructed acoustic load history was investigated. The octave bandwidth SPL was converted to the narrow bandwidth PSD using various interpolation methods such as flat, log and linear scale, and the probabilistic characteristics and fatigue damage results were compared. It was found that average error of fatigue damage index by the log scale interpolation method was relatively small among three methods.