• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.217-221
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• 2007

본 연구에서는 대상체인 소형 위그선의 주날개 구조를 엔진 및 프로펠러의 기진에 의한 강제진동 해석을 수행하였다. 대상 위그선은 2행정의 왕복엔진을 날개의 좌 우에 각각 장착하여 프로펠러에 의한 추력으로 비행하며, 미는 형식(Pusher Type)의 엔진 배열을 취하고 있다. 엔진의 주요 진동 특성인 H-mode 와 X-mode 를 특정 가진 주파수로 하여 주파수 응답 해석을 수행하였고, 엔진의 횡방향 진동 모드인 L-mode를 프로펠러에 회전에 의해 진동을 수반하는 기진 추력으로 가정하여 과도응답 해석을 수행하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제2권2호
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• pp.8-13
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• 2008

The fuel tank systems of fixed wing and rotary wing aircrafts require the self-sealing and crash-worthiness for their survivability. For these requirements, the flexible composite fuel tank is generally used. In this study, the drop and penetration performance of a fuel tank is investigated. The FE simulation includes the drop and penetration test of a fuel tank using MSC.DYTRAN. MSC.DYTRAN can provide the fluid-structure modeling of these test from Euler and Lagrange grids. Using MSC.DYTRAN, the finite modeling of the test cube of the flexible fuel tank and its FE simulation are performed for various environments. The simulation results can show if the test cube satisfies the performance requirements of the fuel tank.

• 한국응용곤충학회지
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• 제56권4호
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• pp.435-436
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• 2017

곤충 머리에 있는 subgena (아랫뺨)와 clypeus (두순)는 연속된 피부판으로 통칭하여 peristome (입둘레판)으로 일컫는다. 따라서 subgenal sulcus (아랫뺨선)는 peristomal sulcus (입둘레홈) 또는 cranial-stomal sulcus (두개-입선)로 개정한다. 집파리류 성충 머리에 있는 ptilinal suture (이마주머니선)는 ptilinal fissure (얼굴주름)로 개정한다. 가슴에 있는 wing process (날개돌기)는 등판에 있는 것은 notal process (등판돌기), 옆판에 있는 것은 pleural process (옆판돌기)로 각각 개정한다. 곤충 몸 아래쪽을 지칭하는 영역을 복부는 ventum (배판), 가슴은 sternum (가슴판)으로 각각 지칭한다.

• 한국항공운항학회지
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• 제23권1호
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• pp.96-102
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• 2015

Composite materials are widely used as structural materials for manufacturing an aircraft, due to their : low weight, low thermal expansion coefficient, production efficiency, anisotropy, corrosion resistance and long fatigue life. The range of using composite materials has been extended from the fuselage and the wings to the entire aircraft structure. In this paper, by analyzing the problems which were generated while designing and fabricating aircraft structures using composite materials, the differences between metallic structures and composite structures are described. In addition, the methodological improvement directions on design and fabricating are described.

• 한국정밀공학회지
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• 제28권8호
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• pp.975-983
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• 2011

A microfin on a heated surface and its effects of the heat transfer has been investigated. The thickness of the fin is about 8 micrometer to allow the flexible up-down motion of the fin. Two-way complete FSI (Fluid-Structure Interaction) method has been applied for the analysis. Firstly, the deformation of a microfin due to the pulsating flow is evaluated using structure analysis. The flow and temperature patterns are predicted by CFD (Computational Fluid Dynamics) method. At each time step, using the pressure force and temperature distribution from CFD, the deformation of the wing is evaluated by FEM. Also in order to estimate the resonance probability, the natural frequency of the wing structure is calculated by modal analysis. The proposed numerical procedure was validated through experiment using a single fin. Through this work, we show that the increase of 40% in heat transfer capacity using the microfin has been compared with that of flat plate case.

• 전자공학회논문지
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• 제50권9호
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• pp.46-51
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• 2013

본 논문에는 무인항공기에 장착된 UHF 안테나의 최적 위치 및 형상이 다양한 위치에서 EM 시뮬레이션을 통하여 분석되어져 있다. EM 시뮬레이션을 위하여 FEKO를 이용하였다. 시뮬레이션의 복잡도를 줄이고 분석시간과 메모리 이용도를 최소화하기 위하여 비행체의 복합체 구조를 레이돔 구조를 제외하고 PEC 모델로 간략화 하였다. 시뮬레이션은 무인항공기의 날개와 Ventral Fin 위치에서 수행되어 졌고, 안테나 형상은 모노폴, 다이폴, 굴곡형 모노폴 안테나들을 이용하였다. 모노폴 안테나가 비행체 날개에 장착될 경우, 오른쪽 날개와 왼쪽 날개에 각각 장착되어지기 위하여 두 개의 안테나가 필요하고, 이 두 개의 안테나들은 가시선 데이터링크 지상 안테나에 대한 무인항공기 날개 방향에 따라 전환되어져야 한다. 모노폴 안테나가 Ventral Fin에 장착될 경우, 가시선 데이터링크 지상 안테나에 대한 무인항공기 날개 방향에 상관없이 하나의 안테나로 운용 가능하다. 또한, 안테나 이득도 비행체에 의한 Blockage 감소로 개선되어진다. 안테나 이득은 굴곡형 모노폴 안테나를 이용하여 더욱 더 개선되어 진다. 결론적으로 무인항공기에 장착된 UHF 안테나의 최적 위치 및 형상은 굴곡형 모노폴 안테나를 Ventral Fin 아래에 장착하는 것이다.

• 한국수산과학회지
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• 제4권3_4호
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• pp.79-91
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• 1971

자루 입구의 둘레가 력자망지 150골(75m)되는 권현망어구의 $\frac{1}{10}$ 크기의 모형을 제작하여, 어구의 유분저항과 린망중의 그물꼴에 관하여 실험한 결과 다음과 같은 결론을 얻었다. 1. 모형 어구로부터 환산된 실물어구의 유분저항은 (R은 kg, v는 m/sec) 전저항 $$R_1=30,000\;v^{1.2}\;(0.2{\leqq}v{\leqq}1.0)$$ 자루 저항 $$R_2=16,000\;v^2\;(0.2{\leqq}v{\leqq}0.6)$$ 2. 예망중의 그물꼴은 (1) 오비기(extension wing) 발줄의 전 길이 중, 앞 끝부터 약 $70\%$ 까지는 직선상으로 깊어지며, 해저에 나란한 부분은 안쪽 약 $30\%$ 정도이다. (2) 수비(inside-wing)의 마깥 언저리는 예망속도가 0.2 m/sec이상 되면, 자루와 수비의 연결부 보다 더 뒤로 쏠려서, 어군을 자루로 유도하는 데 합리적인 형상이 아니다. 이것을 시정하기 위해서는, 수비의 깊이 방향의 코스를 $\frac{1}{2}\~\frac{2}{3}$ 정도로 줄이거나, 또는 그물코의 크기를 그런 정로로 줄임과 동시에, 자루 입구에서 오비기 발줄로 가는 힘줄을 넣어서 수비에는 예망장력이 적게 미치도록 하는 것이 좋다고 생각된다. (3) 앞치마(lower bosom)는 예망속도가 0.2m/sec이상 되면, 뒤끝치 들어 올려져서 수심이 깊은 어장에서는 수비에까지 유도된 어군도 이리로 해서 도피할 우려가 있다. (4) 문턱(upper bosom)의 계관 상의 경사 각도는 $35\~40^{\circ}$이다. 이것은 어군을 자루그물로 유도하게 유도하기에는 너무 크다고 보아진다. 따라서, 문턱은 좀 더길게 해서 경사 각도를 작게 하는 것이 좋다고 생각된다. (5) 자루(bag net)의 모양은 예망속도가 0.2m/sec 이상 되면, 뒤쪽이 앞쪽보다 좁아져서, 구성상 앞쪽보다 뒤쪽을 넓게한 의도가 나타나지 않는다. 따라서 자루 그물은 전체 모양이 길다란 원통형이 되게 구성하는 것이 합리적이라고 생각된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권7호
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• pp.716-726
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• 2010

본 연구에서는 공기역학과 비선형 구조해석을 통합한 다분야 최적설계 최적화(MDO)프레임웍을 사용하여 항공기 날개의 설계를 수행하였다. MDO 문제 중 해결해야할 가장 큰 문제인 자동화를 해결하여 전 과정이 자동화되게 하였다. 공력해석은 FLUENT를 사용하였으며 이를 위한 격자는 CATIA의 파라미터 모델과 Gambit을 사용하여 자동으로 생성되도록 하였다. 전산구조해석을 위한 격자는 CATIA의 파라미터 모델과 NASTRAN- FX의 비주얼 베이직 스크립트를 사용하여 자동으로 생성되도록 하였다. 구조해석은 비선형성을 고려하여 ABAQUS를 사용하였다. 최적화 방법은 전역해를 구하기 유리한 반응표면법을 사용하였다. 목적함수는 날개 무게의 최소화이고 제약 조건은 양항비, 날개의 변위 그리고 구조응력량으로 정하였다. 그리고 설계변수는 가로세로비, 테이퍼비, 후퇴각 그리고 상하스킨의 두께로 정의하였다. 최적화 설계결과는 본 자동화 MDO프레임웍이 성공적으로 구성되었음을 보여주었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권1호
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• pp.33-39
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• 2015

본 논문은 램프의 수명저하 없이 $1,000^{\circ}C$이상의 초고온 급속가열 환경을 지속적으로 모사할 수 있고 기존 사용해온 열하중 부가장치 대비 내구성과 신뢰성이 향상된 열하중 부가장치를 개발하여 초고속 비행체 날개의 구조 건전성 평가에 적용, 그 활용가능성을 수록한 내용이다. 본 시험을 통하여 초고온의 운용환경에 노출되는 비행체 날개의 공력가열에 의한 강성저하를 정량적으로 예측할 수 있었으며, 향후 비약적인 증가추세에 있는 공력가열온도를 경험하게 되는 극초음속 비행체에 대한 고온환경에서의 구조 강도특성 평가가 가능해짐으로써 시험 신뢰성 향상과 함께 고온구조강도시험 수행능력을 한 단계 도약시킬 수 있는 계기가 되었다.

• Composites Research
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• 제32권1호
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• pp.45-49
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• 2019

최근 널리 연구되고 있는 대표적인 OOA(out-of-autoclave) 공정의 하나인 수지필름 인퓨전(resin film infusion, RFI) 공정은 우수한 기계적 물성과 수지의 균일한 함침성을 가지면서도 대형 구조물에서의 공정비용을 대폭 저감할 수 있는 장점을 지니고 있다. 본 연구에서는 RFI 탄소섬유 복합재를 2 m 이상급 무인기 구조체에 적용하여 구조적 안전성을 향상시킴과 동시에 경량화를 달성하기 위한 연구를 수행하였다. 재료 인장시험결과 T300급 탄소섬유 복합재료와 비교하였을 시 강도는 46% 높은 결과를 보이며 강성은 유사한 수준임을 확인할 수 있었다. 또한 상기 재료물성을 적용한 탄소섬유 복합재 날개구조의 설계 및 해석 결과, 유리섬유 복합재를 적용한 기존 모델 대비 날개 길이방향 강성이 증가하여 날개 끝단 처짐량은 31% 감소하고 구조 안전계수가 28% 증가함과 동시에 전체 구조의 무게를 10% 이상 경량화 가능함을 확인하였다.