• 한국항공우주학회지
• /
• 제48권8호
• /
• pp.565-571
• /
• 2020

본 논문에서는 항공기 Wing-box 모델에 대한 비선형 구조해석의 계산을 정확하고 효율적으로 수행하기 위해 병렬계산 알고리즘을 개발하였다. 이를 위해 co-rotation 이론 기반 비선형 쉘 요소를 적용하였으며 요소기반 분할 병렬계산 알고리즘을 개발하였다. 기 개발 해석은 선행연구결과 및 기존 상용프로그램의 예측결과와 비교하여 정확성을 확인하였으며 병렬계산의 효율성을 분석하였다. 마지막으로 고세장비 날개 wing-box 구조에 적용하였으며 단방향 공력-구조 결합해석을 수행하였다.

• 대한기계학회논문집
• /
• 제17권11호
• /
• pp.2704-2710
• /
• 1993

A simple and straightforward method is introduced for developing continuum beam-rod model of a box-beam typed aircraft wing with composite layered skin based on "energy equivalence." The equivalent continuum structral properties are obtained from the direct comparison of the reduced stiffness and mass matrices for box-beam typed wing with those for continuum beam-rod model. The stiffness and mass matrices are all represented in terms of the continuum degrees-of freedom defined in this paper. The finite-element method. The advantage of the present continuum method is to give every continuum structural properties including all possible coupling terms which represent the couplings between different deformations. To evaluate the continuum method developed in this paper, free vibration analyses for both continuum beam-rod and box-beam are conducted. Numerical tests show that the present continuum method gives very reliable structural and dynamic properties compared to the results by the conventional finite-element analysis. analysis.

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

• 항공우주시스템공학회지
• /
• 제9권1호
• /
• pp.28-34
• /
• 2015

Armed aircraft of a basic trainer class installs external stores under wing box by using pylon and performs an operation such as weapon delivery and jettison, and should be designed to withstand all kinds of loads applied to external stores. The static strength test of pylons and wing box was performed to assess the static strength of pylon and their support structures for substantiation. Based on the test, the structures were verified to fully satisfy a given design requirement. In this paper, methods of test load generation of wing box and pylon, evaluation of test result data and design result of test set-up were presented. Comparing the FEM analysis with the same test data can lead to good match and reasonable deviation between both. Finally, based on the test and the analysis, the static strength of test article was substantiated and the reliability and effectiveness of analysis math model were obtained.

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

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
• /
• 한국소음진동공학회 2011년도 춘계학술대회 논문집
• /
• pp.337-338
• /
• 2011

• 항공우주시스템공학회지
• /
• 제15권2호
• /
• pp.1-9
• /
• 2021

In this paper, a thickness compensation function is introduced to consider the shear deformation and warping effect resulting from increased thickness in the composite multi-cell wing box. The thickness compensation function is used to perform the structure optimization of the multi-cell. It is determined by minimizing the error of an analytical formula using solid mechanics and the Ritz method. It is used to define a structural performance prediction expression due to the increase in thickness. The parameter is defined by the number of spars and analyzed by the critical buckling load and the limited failure index as a response. Constraints in structural optimization are composed of displacements, torsional angles, the critical buckling load, and the failure index. The objective function is the mass, and its optimization is performed using a genetic algorithm.

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

• Composites Research
• /
• 제15권1호
• /
• pp.1-8
• /
• 2002

본 연구에서는 실제 구조형상의 사각형 상자형 날개와 전투기 날개에 대하여 구조재를 표피(skin)부분은 복합재료로 대체하고, 나머지 스파(spar)와 리브(rib)는 알루미늄으로 하여 플러터 해석을 수행하였다. MS/PATRAN을 이용하여 실제 날개 구조에 근사한 3차인 유한 요소 모델이 구축되었고, MSC/NASTRAN을 이용하여 고유진동 해석이 수행되었다. 유한 요소는 멤브레인(membrane)요소, 1차원 막대(rod)요소, 전단패널(shear panel)요소를 사용하였다. 복합재료의 적층은 실제적인 적층각을 이용하여 다양하게 변화시켜 해석하였다. 아음속 영역에서 비정상 공력 해석을 위하여 주파수 영역에서의 선형 공기력 이론인 DLM코드가 적용되었고, 주파수 영역 공탄성 지배방정식의 해법으로 V-g방법 및 p-k방법이 적응되었다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
• /
• 제7권2호
• /
• pp.104-109
• /
• 2006

In this study, the equivalent plate model is developed using a finite element method(FEM) based on the first order shear deformation theory(FSDT). The substructure synthesis method is used to consider the control surface. For the verification of the equivalent model, the results of free vibration analysis are compared with the ones of 3D wing structure modeled by using the MSC/NASTRAN.