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복합재료 동체 프레임 개발을 위한 브레이딩 소재 물성 평가
안재모,김광수,박재성,정연희 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11
우주발사체 사용되는 링 프레임은 동체의 뼈대를 구성하는 주 구성품 중에 하나이다. 링 프레임은 동체패널의 바로 안쪽에 위치하고, 동체의 형상을 유지시켜 주며 동체 패널의 좌굴 저항성을 향상시키는 역할을 한다. 링 프레임은 일반적으로 알루미늄 합금으로 제작한다. 우주발사체는 구조체 무게의 감소가 지속적으로 요구되고 있으며 이를 위해 복합재료를 이용해 링 프레임을 개발하는 방법이 주목을 받고있다. 이와 같은 이유로 한국항공우주연구원에서는 우주발사체에 적용할 복합재료 링 프레임 개발을 진행 중에 있다. 프레임은 브레이딩된 프리폼과 RTM 공정을 이용하여 개발 중에 있으며, 초기제품은 전체 모델의 1/6에 해당하는 60도 부분 링 프레임을 제작하였다. 본 연구에서는 프레임 개발에 사용된 소재와 제작 공정 평가를 위해 시편 시험 결과를 검토하였다. Ring frame is main structural component in space launch vehicle. It is located on the inner surface of fuselage panel, keep configuration of fuselage and let fuselage has higher buckling resistance. In general, ring frame is made on aluminum alloy. Nowadays, weight reduction of structural member has been required in most vehicle. So, development of composite frame has been researched for weight reduction. For this reason, composite ring frame which is apply to launch vehicle is under development in KARI. Braided preform of carbon fiber is used and RTM is adopted as manufacture process. First protype which is manufacture is 1/6 of full ring frame. In this research, mechanical property test of specimens which are extracted from plane plate and frame for evaluation of material and manufacture process
안재모,유재석 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.11
현재 KSLV-Ⅱ는 1, 2단 엔진시스템을 단일 규격으로 개발하고 있으며 1, 2단 엔진지지부의 공통 구조물을 요구하고 있다. 4개의 엔진이 장착되는 1단부를 기준으로 공통 구조물을 설계를 하고 이를 2단 엔진지지부에 적용을 하여 구조설계를 수행하였으며 설계 결과에 대하여 요구 조건을 검토하였다. 2단 엔진지지부의 설계 요구조건 중 강성 조건이 중량 증가의 가장 큰 요인이며 이를 맞추기 위하여 형상 변경과 소재 변경이 이루어졌다. 최종 형상에 대하여 유한요소 해석을 통하여 구조 강도 및 강성에 대한 성능 평가를 수행하였으며, 각 성능을 만족하는 것을 확인하였다. Engine system of KSLV-Ⅱ is being developed for use in first stage as well as second stage of it. Engine support structure in first and second stage is required to have common structure for system. At first, common structure is designed to satisfy requirement of first stage and it is used in second stage engine support structure. In second stage engine support structure, major requirement is structural stiffness. Design changes as configuration and material change are executed for stiffness requirement. Several FE analysis in final design are performed to evaluate the strength and stiffness of structure.
안재모(Jae-Mo An),김광수(Kwang-Soo Kim),장영순(Young-Soon Jang) 한국항공우주연구원 2007 항공우주기술 Vol.6 No.2
현재 개발 중인 KSLV-I은 2단으로 구성된 발사체이며, 1/2단은 어댑터 링을 사용하여 연결한다. 단 조립 후에 1/2단 통신을 위해 사용되는 케이블은 외부로 노출된다. 또한 1/2단 분리를 위하여 어댑터 링에 장착되는 8개의 파이로 볼트도 외부로 노출된다. 이처럼 외부로 노출되는 케이블이나 작동 시 파편 및 충격으로 인한 피해가 우려되는 부분에는 부품과 구조물을 보호하기 위해 일반적으로 카울을 사용하고 있다. KSLV-I에서는 용도에 따라 2종의 카울(엄비리컬 카울, 파이로 볼트 카울)을 설계하였다. 카울은 외부로 노출되었기 때문에 공기 유동으로 발생되는 열과 압력 하중을 받게 된다. 따라서 카울은 열과 압력 하중에 대한 구조 강도를 해석을 통하여 검증하여야 한다. 본 연구에서는 열 하중을 제외한 압력 하중에 대한 구조 해석을 수행하였다. 구조 해석 결과 파이로 볼트 카울은 구조해석 결과로부터 구조 강도면에서 안전함을 확인하였지만, 엄비리컬 카울의 경우 주어진 압력하중으로 인해 파손됨을 확인하였다. 하중 조건을 만족시킬 수 있도록 엄비리컬의 카울의 형상을 변경하였으며 추가적으로 구조 해석을 수행하여 하중 조건을 만족함을 확인하였다. KSLV-I which is being developed in KARI is composed with two stages, and adaptor ring is used for coupling stage. Cables for interconnecting between stage is exposed on the outside. Also 8 pyro bolts which are installed in adaptor ring are used for separation of stage. In general, cowl is used for protecting exposed parts or structure which are anxious about damage from outer environment. In KSLV-I, two kind of cowls are designed. The one is umbilical cowl, and the other is pyro bolt cowl. Because cowl is exposed on the outside, heat and pressure load developed from air have effect on cowls. Therefore verification of structural strength through static analysis is required. In this study, static analysis in load condition except heat load is accomplished. In result of analysis, structural strength of pyro bolt cowl is verified. But breakage of umbilical cowl is confirmed in pressure load condition. So design of umbilical cowl is modified for satisfying required structural strength. And structural strength of umbilical cowl through analysis is verified.
독립적으로 모델링된 유한요소 부분구조물 시스템의 통합 연계해석을 위한 이동최소자승 경계접합법의 개발
안재모(Jae Mo An),송유미(You Me Song),최동환(Dong Whan Choi),조진연(Jin Yeon Cho) 한국항공우주학회 2005 韓國航空宇宙學會誌 Vol.33 No.10
본 논문에서는 독립적으로 모델링되어 절점 불일치 경계면이 존재하는 유한요소 부분 구조물들로 구성된 복합 구조시스템의 통합적인 연계해석을 위해 이동최소자승 경계접합법을 제안한다. 제안된 이론을 합성함수 구성 및 근사화 과정을 통해 설명하고, 새로 제안된 경계접합법의 타당성, 수렴성 및 효율성을 고찰하기 위해 각종 수치실험을 수행한다. 패치 테스트, 수렴성 조사를 통해 제안된 이론의 타당성을 보이고, 각종 통합 연계해석 수치예제를 통해 격자 재생성이나 추가적 미지수의 도입이 필요 없는 이동최소자승 경계접합법의 실제적 효율성을 입증한다. In this paper, a novel moving least squares interface welding method is proposed to carry out the coupled analysis of whole model composed of independently modeled finite element substructures with nodal mismatching interfaces. To verify the validity, and efficiency of the proposed interface welding method, various numerical examples are worked out including patch tests, convergence tests, and examples of coupled analyses of the structural systems with mismatching substructures. From the numerical tests, it is confirmed that one can efficiently carry out the coupled analysis of whole model composed of mismatching finite element substructures through the proposed method without any remeshing or any additional unknown.
레이저빔에 의한 조성구배계면 Ni/Steel 재료의 제조
안재모,김도훈 한국레이저가공학회 1999 한국레이저가공학회지 Vol.2 No.1
This work was carried out as a fundamental experiment to fabricate a Graded-Boundary Ni/Steel material using a laser beam. A Ni sheet was placed on a steel substrate, and then a series of high power CO₂ laser beams were irradiated on the surface in order to produce a homogeneous alloyed layer. The processing parameters were : 4 kW laser power, 2m/min traverse speeds, -2mm defocuing, 17 1/min sheiding gas flow rates. The sequential repetition of the laser surface alloying treatment up to 4 times, resulted in about 5mm thick of fair compositional gradient systems. In order to determine the microstructure, phase and compositional profiles in this material, optical microscopy, XRD and EDS were used. The compositions varied from 66% to 0% Ni and 34% to 100% for Fe in this material. The microstuctures were typical morphologies of rapid solidification and solid-state cooling. Since compressive stress was formed in the heat affected region due to martensitic transformation, while relative tensile stress was developed in the alloyed region, cracks were formed between the alloyed region and the substrate region.