• 항공우주시스템공학회지
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• 제3권2호
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• pp.1-11
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• 2009

A structural modelling for study on dynamic characteristics of tapered composite aircraft wings in the form of thin-walled beam is presented. The proposed structural model includes effects of transverse shear flexibility exhibited by the advanced composite materials and warping restraint characterizing elastic anisotropy and induced structural couplings. The complex effects of these factors could have a role in more efficient analysis on those structural models.

• 항공우주기술
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• 제8권2호
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• pp.149-159
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• 2009

본 논문은 Circumferentially Uniform Stiffness (CUS) 형상의 복합재료 얇은 벽 보로 모델링한 항공기 날개의 에일러론 역전 특성에 대해 해석적인 연구를 수행하였다. CUS 복합재료 날개의 에일러론 역전 특성을 연구하기 위해, 신장-비틀림 구조 연성, 날개의 가로세로비, 에일러론 대 날개의 시위비 및 길이비, 초기 받음각, Sweep 각 등을 고려하여야 한다. 얇은 벽 보의 항공기 날개에 대한 보다 더 효과적인 설계를 위해, 에일러론 역전 특성과 관련한 연구 결과는 매우 중요한 역할을 담당할 수 있을 것이다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권12호
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• pp.1192-1200
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• 2009

본 논문에서는 굽힘-비틀림 연성운동이 일어나는 CAS 형태의 이방성 복합재료 항공기 날개의 에일러론 역전 특성에 관한 해석적인 연구를 수행하였다. 복합재료 날개는 박판보로 모델링되었다. 복합재료 날개의 에일러론 역전 특성에 관한 연구에서, 횡전단변형 및 와핑구속, 굽힘-비틀림 연성, 후퇴각, 날개의 가로세로비, 날개와 에일러론의 길이비 및 시위비, 등을 고려하는 것이 필요하다. 얇은 벽 보의 항공기 날개에 대한 보다 더 효과적인 설계를 위해, 에일러론 역전 특성과 관련한 연구 결과는 매우 중요한 역할을 담당할 수 있을 것이다.

• 한국소음진동공학회논문집
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• 제22권5호
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• pp.480-488
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• 2012

The aircrafts with high aspect ratio wings made by a composite material have been developed, which enable high energy efficiency and long-term flight by reducing air resistance and structural weight. However, they have difficulties in securing the aeroelastic stability such as the flutter because of their long and flexible wings. The flutter is unstable self-excited-vibration caused by interaction between the structural dynamics and the aerodynamics. It should be verified analytically prior to first flight test that the flutter does not happen in the range of flight mission. Normally, the finite element model is used for the flutter analysis. So it is important to construct the finite element model representing dynamic characteristics similar to those of a real aircraft. Accordingly, in this research, to acquire dynamic characteristics experimentally the modal test of the aircraft with high aspect ratio composite wings was conducted. And then the modal parameters from the finite element analysis(FEA) were compared with those from the modal test. To make analysis results closer to test results, the finite element model was updated by means of the sensitivity analysis on variables and the optimization. Finally, it was proved that the updated finite element model is reliable as compared with the results of the modal test.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제10권1호
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• pp.43-50
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• 2016

In order to suggest the optimal manufacturing technology of composite wings of solar-powered unmanned aerial vehicles, this study compared forming technologies to reduce wing weight for long-endurance flight and to improve the manufacturing process for cost-saving and mass production. It compared the manufacturing time and weight of various composite wing molding technologies, including cocuring, secondary bonding, and manufacturing by balsa. As a result, wing weight was reduced through cocuring methods such as band type composite fiber/tape lamination technology, which enabled prolonged flight duration. In addition, the reduced manufacturing time led to a lower cost, which is a good example of weight lightening for not only small solar-powered UAVs, but also composite aircraft.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제10권4호
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• pp.50-58
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• 2016

선행 연구 개발을 통하여 장기 체공 태양광 무인기 복합재 날개의 경량화는 매우 중요한 요소임을 확인하였다. 날개 외피의 좌굴 방지와 비틀림 방지 역할을 하는 구조물인 리브는 날개의 구성 요소 중에 필수적이다. 본 연구는 최적의 복합재 리브를 설계, 제작하기 위하여 복합소재의 이방성 특성을 고려한 다양한 적층 패턴 적용 및 형상에 대하여 리브를 제작하였고. MSC. Patran/Nastran을 이용한 유한요소 해석을 통하여 최대 하중 및 변위 형상을 확인하였으며, 구조 시험을 통하여 측정된 시험 결과를 바탕으로 최적의 리브를 제시하였다.

• 한국전산구조공학회논문집
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• 제30권5호
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• pp.445-452
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• 2017

본 연구에서의 날개 앞전은 날개의 공기역학적인 기능뿐만 아니라 조류 등의 외부의 손상을 줄 수 있는 것으로부터 날개 내부 구성요소를 보호하고 안전한 항공기 운항을 위한 반드시 필요한 구조 요소이다. 복합재 무인기의 날개 경량화를 위한 최적의 제작 모델을 비교 검토하였다. MSC. Patran/Nastran을 이용한 유한요소해석을 통하여 비틀림 하중의 변위 형상을 비교 확인하였으며, 각 모델들의 비틀림 강도 실험을 통하여 적층 유형, 두께 변화 및 형상 적용에 따른 경량화 성능 개선을 확인하므로써 소형 복합재 무인기 최적의 경량화 날개 앞전스킨의 형태를 제시하였다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제26권3호
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• pp.302-312
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• 2023

This paper describes the analysis of lightning strike zoning, the indirect lightning data simulation and the protection design for lightning indirect effects of equipment by lightning strike for unmanned aircraft consisting of composite wings. Through the analysis of lightning strike zoning according to the external shape of unmanned aerial vehicles, the structure areas that should be protected during lightning strike is derived, and the protection requirements of lightning indirect effects for flight critical equipments and equipment that must be operated upon lightning strike was derived. Lightning protection levels according to the location of mounting equipment and surrounding structure materials for each equipment was derived, and the protection design of the unmanned aerial vehicle with composite structures was also proposed from direct effect of lightning. Later, the lightning protection technology will be verified by the ground test of lightning direct and indirect effects.

• 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.

• 한국정밀공학회:학술대회논문집
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• 한국정밀공학회 2012년도 추계학술대회 논문집
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• pp.817-818
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• 2012