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- 저자 : 강휘원(Hui-Won Kang) (검색결과 5 건)
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설창원(Chang-Won Shul),양명석(Myung-Seog Yang),이기범(Kee-Bhum Lee),정재권(Jae-Kwon Jung),강휘원(Hui-Won Kang),이경용(Kyung-Yong Lee) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.6
본 논문에서는 기체 구조건전성 기준서(MIL-HDBK-1530B) 및 기체 구조건전성 프로그램(ASIP)에 의거하여 고등 훈련기(T-50)의 구조건전성평가와 양산 결정자료 획득을 위한 전기체 내구성시험 기법 개발에 대하여 기술하였다. 전기체 부유식 시험조립 기법, 시험하중 최적화 모사 기법, 시험부가 장치 설계 기법, 시험조립 설계 및 설치 기법, 시험안전장치 설계 및 운용 기법 및 전기체 내구성시험 수행 결과를 수록하였다. 1배 수명 전기체 내구성시험을 성공적으로 수행함으로써 시험기법의 타당성을 입증하였다. This paper describes the test technique for the full-scale airframe durability test according to the military handbook(MIL-HDBK-1530) and ASIP(Aircraft Structure Integrity Program) to evaluate structural integrity and to obtain basic data for IPA(Initial Production Approval) of the Korean advanced trainer(T-50). This paper covers the full-scale airframe floating setup technique, the optimized test load simulation method, test rig design technique, test setup design and installation techniques, test safety device design and operation technique, and durability test results. As 1st life durability test was successfully performed, it was confirmed that this method is available in a full-scale airframe structural test.
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균일 열부가 하중을 받는 사각판의 자유 진동특성 연구 : Part Ⅱ. 고유진동 실험
전병희(Byoung-Hee Jeon),강휘원(Hui-Won Kang),이영신(Young-Shin Lee) 한국항공우주학회 2011 韓國航空宇宙學會誌 Vol.39 No.2
본 논문에서는 균일 열부가 하중을 받는 사각판의 자유 진동특성을 실험을 통하여 연구하였다. 사각판의 재질은 알루미늄, 강재 및 스테인레스 강이고 사각판의 재원은 0.1 × 0.1 × 0.002 m 이다. 열부가 하중을 위해 적외선 석영 램프를 사용하였고, 전력조절을 위해 PCS(Power Control System)을 사용하였으며, 주파수 함수를 얻기 위해 비접촉식 진동 측정 장비를 사용하였다. 부가한 온도 조건은 상온에서부터 300 ℃까지 50 ℃간격으로 부가하였다. 경계조건은 번지코드를 사용하여 자유-자유 조건을 구현하였다. 사각판의 전면 전체를 균일하게 가열하였다. This paper was conducted on experimental analysis in the free vibration analysis of rectangular plates under uniform thermal loading. Materials of three rectangular plates were aluminum, steel and stainless-steel respectively. The dimension of rectangular plates was 0.1 × 0.1 × 0.002 m. Infrared quartz lamps were used for thermal loading. The PCS(Power Control System) electric control system was applied for control and scanning vibrometer (Poly Tech) was used for acquisition of frequency response function. Applied temperature was increased from room temperature to 300 ℃ by 50 ℃. Boundary condition was free-free condition using bungee cord. Front face of rectangular plate was heated uniformly.
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전병희(Byoung-Hee Jeon),강휘원(Hui-Won Kang),이정진(Jung-Jin Lee),이영신(Young-Shin Lee) 한국항공우주학회 2010 韓國航空宇宙學會誌 Vol.38 No.5
본 논문에서는 스마트 무인기의 자유 진동 특성 및 로터의 회전으로 인한 기체 구조물의 진동특성 즉 강제진동 특성을 실험적으로 규명하기 위해 수행한 시험방법, 센서 및 장비 설치, 시험 결과 검증 방법 및 시험결과를 수록하였다. 스마트 무인기의 지지 조건은 번지코드를 이용하여 자유-자유 경계조건을 구현하였고, 시험은 3개의 가진기를 사용하여 다점 랜덤 가진법으로 구조물을 가진하였으며 약 100여개의 가속도계로부터 기체 구조물의 응답특성을 측정하였다. 주파수 응답함수를 통하여 다기준 최소 자승 복소지수법을 적용하여 고유 진동수, 감쇠율, 모드 형상등의 모달 매개변수를 산출하였다. 또한 강제 진동시험은 스마트 무인기의 양쪽 로터가 장착되는 나셀 부위에 x,y,z 각 방향으로 가진기를 장착하여 로터 회전 주파수를 가진함으로써 구조물과 각종 장비의 진동응답 특성을 측정하였다. This paper describes the test procedure, instrumentation, verification methodology and the results of the ground vibration test(GVT) and force vibration test(FVT) of the SmartUAV aircraft to estimate experimentally dynamic characteristics of the aircraft. Bungee cords are used to emulate free-free boundary conditions of the test aircraft. The SmartUAV is excited by three shakers and one-hundred frequency response functions(FRF's) is measured. The FRF's are reduced and analyzed to identify the dynamics parameters of the SmartUAV. To extract modal parameters of the SmartUAV such as, natural frequencies and damping ratios, the poly-reference least square complex exponential method is used in the time domain. The mode shape coefficients are estimated with the least squares frequency domain method to identify the vibration modes. The FVT was performed by fixed sine frequency with three shakers on the x, y and z direction and vibration characteristics of structures and detail equipments are measured.
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전준탁(Joon-Tak Jun),강휘원(Hui-Won Kang),양명석(Myung-Seog Yang) 한국항공우주학회 2015 韓國航空宇宙學會誌 Vol.43 No.1
본 논문은 램프의 수명저하 없이 1,000℃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. This paper describes test result of the Supersonic Wing Structure and the utility of thermal test equipment, which is possible to heat rapidly and continuously above 1,000℃, the durability and reliability of which are improved compared with the existing equipment. Through the test, we could predict the amount of strength reduction of the wing due to aerodynamic heating, caused by exposure of high temperature. Recently the aerodynamic heating temperature of the supersonic flying object is rapidly increased. It is possible to carry out the High Temperature Strength est on the hypersonic speed flying object with the newly designed thermal test equipment. Because of that, we can upgrade the High Temperature Strength Structure Test technique and test reliability.
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