• 한국군사과학기술학회지
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• 제1권1호
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• pp.154-165
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• 1998

본 논문에서는 Mongrel원리를 적용한 6절점 삼각형 특이 요소와 8절점 사각형 요소를 사용하여 등방성 재료의 평면균열문제에 대한 응력확대계수를 직,간접적으로 구함으로서 그 수렴성을 입증하였다. 평면균열문제의 경우, 전 영역의 균열크기에 걸쳐 동일한 분할 형태와 요소 수에서 Mongrel 특이요소를 균열끝 요소로 사용하여 직접 구한 응력확대계수가 J-적분을 통해 간접 계산된 응력확대계수에 비해 정해에 잘 일치하였다. 또한 항공기 수명관리의 핵심이라 할 수 있는 피로균열 성장해석을 위한 기초실험으로서 F-5 날개 스파 Al 7075-T6의 CT시편을 채취하여 파괴인성실험을 수행한 결과 L-T방향 파괴인성치는 31.06 ksi.inch$\frac{1}{2}$ 이었다.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제5회(2016년)
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• pp.175-182
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• 2016

Recently, carbon fiber-reinforced composite is widely used in many aerospace applications. Among most of the aerospace vehicles, human-powered aircraft essentially uses it for minimizing the weight of the vehicle and gaining high stiffness to increase its efficiency. In this paper, main wing spar of the human-powered aircraft is investigated. Finite element models were created based on the baseline model built in 2013 to make analysis of cross-section of the spar with varying ply angles of each layer of the spar. Objective function, which is affected from bending rigidity, torsional rigidity, and strength ratio, was evaluated for every cases. The model of 2013 and present cases were put into comparison by values evaluated from objective function. From the comparison, it was concluded that there are more chances to improve the baseline model to make the vehicle better in stiffness and weight than the model of 2013.

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

• 한국복합재료학회:학술대회논문집
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• 한국복합재료학회 2000년도 추계학술발표대회 논문집
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• pp.187-190
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• 2000

Cyclocopter is air vehicle to vertically take-off and land like a helicopter. This is an efficient and quiet means of being able to direct thrust compared to a helicopter. The rotor consists of several blades rotating about a horizontal axis perpendicular to the direction of normal flight. The direction of blade span is parallel to rotating axis and both end roots are connected to the hub to resist centrifugal force and to transmit the power. The pitch of the individual blades to the tangent of the circle of the blade's path is varied cyclically to gain thrust. In the paper, the design and manufactures of cyclocopter rotor blades are presented. Stress at the roots of cyclocopter blades is great due to centrifugal and aerodynamic forces and aeroelastic instabilities appear. The blades consist of main spar, front spar, polyurethan foam, weight, and skin and spars and skin are made of glass/epoxy composite.

• 항공우주기술
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• 제12권1호
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• pp.1-9
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• 2013

태양전지 및 전기동력을 이용한 장기 체공 무인기의 체공 효율을 증가시키기 위해서는 구조 경량화가 필수적이다. 본 논문에서는 24시간 장기체공 전기동력 무인항공기인 EAV-2H의 주익 경량화 및 구조 건전성 확보를 위하여 Mylar Film과 섬유강화 복합재료로 구성된 주익을 설계하였다. 보이론 해석을 이용하여 주익 Spar의 형상 선정 및 구조 사이징을 수행하였다. EAV-2H 임무를 고려하여 하중해석을 수행하고 주익의 주요 구성품에 대해 유한요소해석을 수행하였다. 마지막으로 주익의 정적구조시험을 통해 주익의 구조 건전성을 확인하였다. 본 연구를 통하여 개발된 EAV-2H 주익은 이전 모델인 EAV-2에 비교하여 Span 기준 42%의 중량이 감소되었으며, 설계극한하중을 부가하는 정적구조시험을 통과하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권10호
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• pp.687-694
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• 2019

초경량 항공기 구조의 날개 보로 사용되는 원통형 복합재료 날개 보는 굽힘 모멘트와 전단하중을 동시에 받고 있는 구조물이다. 하지만 기존의 일반 원통형 보는 상하부의 굽힘 모멘트, 좌우부의 전단하중을 지지하는 구조적 특성을 고려하지 못하므로 비효율적일 수 있다. 따라서 섬유각 또는 복합재료를 적절히 배열하여 효율적으로 구조물을 만드는 것이 필요하다. 본 연구에서는 원통형 복합재료 보의 굽힘강도와 전단강도의 증가를 위해 보의 단면을 상하좌우로 분할하여 적층순서를 달리함으로써 효율적인 하중지지가 가능하게 하였다. 상용 프로그램 MSC/NASTRAN을 이용한 구조해석을 통해 원호 분할각과 섬유각에 따른 수직변위, 수직변형률, 전단변형률 계산하였다. 계산 결과에 따르면 새롭게 제안된 원통형 보의 분할각과 섬유 방향각을 선택하여 구조 강도를 증가시킬 수 있음을 제시하였다.

• International Journal of Aerospace System Engineering
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• 제6권1호
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• pp.1-7
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• 2019

In the present study, structural safety and stability on the main wing and tail planes of the 1.2 ton WIG(Wing in Ground Effect) flight vehicle, which will be a high speed maritime transportation system for the next generation, was performed. The carbon-epoxy composite material was used in design of wing structure. The skin-spar with skin-stressed structural type was adopted for improvement of lightness and structural stability. As a design procedure for this study, the design load was estimated with maximum flight load. From static strength analysis results using finite element method of the commercial codes. From the stress analysis results of the main wing, it was confirmed that the upper skin structure between the second rib and the third rib was unstable for the buckling load. Therefore in order to solve this problem, three stiffeners at the buckled region were added. After design modification, even though the weight of the wing was a little bit heavier than the target weight, the structural safety and stability was satisfied for design requirements.

• International Journal of Aerospace System Engineering
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• 제8권2호
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• pp.1-3
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• 2021

This study proposed a specific preliminary structural design procedure of the main wing for a small scale WIG vehicle to meet the target weight of the system requirement. The high stiffness and strength Carbon-Epoxy material was used for lightness, and the foam sandwich type structure at the upper skin and the spar webs was adopted for improvement of structural stability. After structural design, wing joint part was designed. Through investigation on structural design result, design modification was performed. After design modification, even thought the designed wing weight was a little bit heavier than the target wing weight, the structural safety and stability of the final design feature was confirmed.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권2호
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• pp.149-156
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• 2007

본 연구에서는 한국의 차세대 해양 운송 시스템 구축의 일환으로 개발 중인 소형 위그선의 주익 및 수평 미익의 구조 설계 및 해석을 수행하였다. 구조안정성과 경량화를 위해 스킨-스파-폼 샌드위치 구조를 채택하였으며 탄소/에폭시 복합재료를 주로 적용하였다. 구조 안전성 및 안정성 평가를 위해 상용 유한 요소 코드인 NASTRAN을 활용하였으며 단계별 구조 설계 변경을 통해 최종 설계 요구 조건을 만족시켰다. 또한 동체와 연결 부위는 용이한 장탈착과 20년 이상의 피로 수명을 보장할 수 있도록 8개의 고강도 볼트를 이용한 삽입 볼트 형태의 구조를 채택하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제1권1호
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• pp.36-44
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• 2007

This study was performed on preliminary structural design of a small scale WIG craft which has been developed as a next generation high speed maritime transportation system in Korea. A composite structure design using the foam-sandwich for main wing and tail fins and the honeycomb sandwich and skin-stringer-ring frame for fuselage was applied for weight reduction as well as structural stability. A commercial FEM code, NASTRAN for was utilized to confirm the structural safety for the reiterate design modifications to meet design requirements including the target weight. Each main wing was jointed with the fuselage by eight high strength insert bolts for easy assembling and disassembling as well as for assuring the required 20 years service life. For control surface structural design, the channel type spar, the foam sandwich skin and the lug joint were adopted.