• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제3권2호
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• pp.82-87
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• 2002

Aerodynamic analysis of NACA wings moving with a constant speed over guideways are performed using an indirect boundary element method (potential-based panel method). An integral equation is obtained by applying Green's theorem on all surfaces of the fluid domain. The surfaces over the wing and the guideways are discretized as rectangular panel elements. Constant strength singularities are distributed over the panel elements. The viscous shear layer behind the wing is represented by constant strength dipoles. The unknown strengths of potentials are determined by inverting the aerodynamic influence coefficient matrices constructed by using the no penetration conditions on the surfaces and the Kutta condition at the trailing edge of the wing. The aerodynamic characteristics for the wings flying over nonplanar ground surfaces are investigated for several ground heights.

• 콘크리트학회논문집
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• 제27권5호
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• pp.541-549
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• 2015

본 논문에서는 고인성 시멘트 복합체(ECC)가 적용된 날개벽 요소의 면 접합방식에 따른 평가를 실시하였다. 또한 비내진상세를 갖는 RC 골조에 ECC날개벽 요소 보강하여 보강 유무에 따른 내진성능평가를 실시하였다. 면 접합 방법에 따른 거동 특성을 비교하기 위하여 2면 접합은 상 하부 보에 3면 접합은 상 하부 보 및 기둥에 접합하여 실험을 실시 하였다. 또한 비내진상세를 갖는 기존 구조체와의 일체로 거동하는 합성거동을 위해 3면 접합 방식으로 ECC날개벽 요소 보강을 실시하였다. ECC날개벽 요소 실험과 골조 실험은 점증되는 층간변위에 따라 2회씩 반복가력하여 실험을 진행하였다. 실험 결과 ECC 날개벽 요소 실험체의 경우 3면 접합이 2면 접합보다 우수한 내진성능 나타내었다. 각각의 실험체는 우수한 재료 특성으로 인하여 미세한 다수의 균열이 ECC날개벽 요소 전면에 폭넓게 분포하였다. 또한 보통 콘크리트와 달리 최대강도 이후 연성적인 거동을 나타내었으며, 이에 우수한 에너지소산능력을 나타내었다. ECC날개벽 요소를 보강한 실험체와 기존 골조에서는 ECC날개벽 요소 보강에 따른 최대강도 이후 연성적인 거동을 나타내었다. 이에 따라 에너지소산능력이 증가하였으며, 강성저하 또한 완만한 곡선을 나타내며 기존 골조보다 우수한 내진특성을 나타내었다. 이에 ECC 날개벽 요소의 보강이 비내진상세를 갖는 구조체에 우수한 내진 특성을 부여하는 판단된다.

• 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.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제14권4호
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• pp.310-323
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• 2013

In this paper, the aeroelastic static response of flexible wings with arbitrary cross-section geometry via a coupled CUF-XFLR5 approach is presented. Refined structural one-dimensional (1D) models, with a variable order of expansion for the displacement field, are developed on the basis of the Carrera Unified Formulation (CUF), taking into account cross-sectional deformability. A three-dimensional (3D) Panel Method is employed for the aerodynamic analysis, providing more accuracy with respect to the Vortex Lattice Method (VLM). A straight wing with an airfoil cross-section is modeled as a clamped beam, by means of the finite element method (FEM). Numerical results present the variation of wing aerodynamic parameters, and the equilibrium aeroelastic response is evaluated in terms of displacements and in-plane cross-section deformation. Aeroelastic coupled analyses are based on an iterative procedure, as well as a linear coupling approach for different free stream velocities. A convergent trend of displacements and aerodynamic coefficients is achieved as the structural model accuracy increases. Comparisons with 3D finite element solutions prove that an accurate description of the in-plane cross-section deformation is provided by the proposed 1D CUF model, through a significant reduction in computational cost.