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김근상,김인걸,박승현,이한솔,김민성 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11
가로세로비가 큰 무인항공기 날개에 스마트 스킨 구조를 적용하려면 날개 외피에 내장 안테나 부착을 위한 컷 아웃이 필요하며 이와 같은 날개의 구조 건전성을 평가하기 위해서는 변형률을 이용한 변위 예측이 필요하다. 하지만 컷 아웃으로 인한 날개의 변형률 분포는 복잡한 양상을 보이며, 복잡한 변형률 분포를 가지는 구조물의 변위 예측을 위해서는 변형률 보정이 필요하다. 변형률 보정 방법은 변형률 취득위치의 스팬방향과 코드방향 변형률의 비(strain ratio)와 보 모델과 평판 모델의 변형률 비를 이용하여 보정할 수 있다. 본 논문에서는 가로세로비가 크고 컷 아웃된 단순 날개를 연구 모델로 선정하였으며, 변형률을 보정한 후 변위 예측을 수행하였다. 변형률 보정 전, 후 예측된 변위를 비교한 결과, 보정된 변형률을 이용하여 예측한 변위가 유한요소 해석에서 계산된 변위와 잘 일치하는 것을 확인하였다. To evaluate the structural integrity, the displacement prediction of UAV wings with highaspect-ratio is required. Strain distribution is complicated at aircraft wings with a cut-out for inserting antenna structure. In order to correct displacement prediction, strain correction is required at the complicated strain distribution region. To correct spanwise strains, the ratio of the spanwise strains to chordwise strains and the ratio of the plate strain to the beam strain was used. In this paper, the high-aspect-ratio cut-out wing analysis model was selected and displacement prediction was conducted by wing strain correction. The predicted displacement using the strain correction was consistent with those calculated by the FEA.
액체가 채워진 원통형 구조물의 진동 특성 규명을 위한 모달 시험 방법 연구
김근상(Gen-Sang Kim),김문국(Mun-Guk Kim),김인걸(In-Gul Kim),박재상(Jae-Sang Park),박순홍(Soon-Hong Park) 한국항공우주학회 2018 韓國航空宇宙學會誌 Vol.46 No.8
액체 추진 발사체는 발사 후 추진제 소모로 인하여 고유진동수가 변화하는데, 이에 대한 영향을 규명하기 위해서는 모달 시험이 필수적이다. 그러나 액체 추진 발사체는 액체 추진제에 의한 액체의 영향과 발사체 구조의 영향이 복합적으로 작용하여, 이를 규명하는 것은 매우 어렵다. 또한 모달 시험에만 의존하여 복합된 특성을 규명하는 경우, 시험에 소요되는 시간이 과도하게 증가하고 특정 모드와 특정 주파수의 판별 및 확인이 쉽지 않다. 본 논문에서는 이러한 단점을 보완하기 위해 유한요소 해석 결과를 이용한 모달 시험 방법을 제안하였다. 액체가 채워진 원통형 구조물을 연구 모델로 선정하여 모달 시험과 유한요소 해석을 수행하였다. 모달 시험은 충격 가진 방식으로 충격망치와 가속도계를 이용하여 수행하였다. 모달 시험과 유한요소 해석 결과 비교를 통해 제안한 유한요소 해석 결과를 이용한 모달 시험 방법의 타당성을 검증하였으며, 액체가 채워진 비율에 따른 원통형 구조물의 자유진동 특성과 그 경향성에 대해 고찰하였다. In the case of launch vehicles using liquid fuel, natural frequency changes due to fuel consumption after launch, and a modal test is essential to investigate its effect. However, when relying on modal test to characterize the free vibration characteristics, the testing time is excessively increased and accuracy is reduced. Therefore, this paper suggests a modal test method with finite element analysis to overcome these drawbacks. A cylindrical structure filled with liquid are considered as a study model, and modal tests and finite element analyses are performed. The modal tests are conducted by an impulsive method using an impact hammer and accelerometers. Through the comparison of the modal test and the finite element analysis results, the validity of the proposed modal test method is verified. In addition, the free vibration characteristics and the tendency for the cylindrical structure according to the liquid filled ratio were investigated.
우주 발사체 추진제 탱크 및 축소 1단 모델의 전산 모드 해석 연구
심창훈,김근상,김동건,김인걸,박순홍,박재상 항공우주시스템공학회 2018 항공우주시스템공학회지 Vol.12 No.3
This research aims to establish the finite-element modeling techniques for computational modal analyses of liquid propellants and flange joints of launch-vehicle structures. MSC.NASTRAN is used for the present computational modal analyses of the liquid-propellant tank and the small-scaled first-stage model. By means of the correlation between the measured and computed natural frequencies, the finite modeling techniques for liquid propellants and flange joints of launch-vehicle structures are established appropriately. This modal analysis using the virtual-mass method predicts well the bell mode of the liquid-propellant tank containing liquid. In addition, the present computation using RBE2 elements for modeling of flange joints predicts the first and second bending-mode frequencies within a relative error of 10%, which is better than the measured frequencies obtained from the modal test, for the small-scaled first-stage model containing liquid. 액체 추진 우주 발사체의 모드 시험을 대체 혹은 보완할 수 있는 신뢰성 있는 전산 모드 해석 기법의 정립을 위하여 액체 추진제 및 플렌지 조인트의 유한요소 모델링 기법을 정립하였다. 본 연구에서는추진제 탱크 모델과 발사체 1단 축소 모델에 대하여 MSC.NASTRAN을 이용하여 전산 모드 해석을 수행 후, 모드 시험의 고유 진동수를 비교하여 모델링 및 해석 기법을 검증하였다. 추진제 탱크의 경우가상질량 기법을 이용하여 액체 추진제를 모델링하였으며, 추진제 탱크의 종 모드 (bell mode)를 잘 예측하였다. 액체 추진제를 포함한 발사체 1단 축소 모델에 대하여, 보정된 재료 물성치와 RBE2 요소를사용한 플렌지 조인트의 모델링 기법은 각각의 플렌지에서 24개의 볼트 조인트를 사용한 모델에 대하여 10% 이내의 오차의 1차 및 2차 굽힘 모드의 고유 진동수를 적절하게 계산하였다.
변형률을 이용한 복합재 평판 후퇴익 구조물의 변위 예측
김문국,유제균,김소영,김인걸,김근상,전민혁,Kim, Mun-Guk,You, Je-Gyun,Kim, So-Young,Kim, In-Gul,Kim, Geun-Sang,Jeon, Min-Hyeok 한국복합재료학회 2017 Composites research Vol.30 No.5
복합재 후퇴익은 비행 중 굽힘 하중 외에도 비틀림 하중을 받아 복잡한 변형이 발생할 수 있다. 따라서 복잡한 변형이 나타나는 복합재 후퇴익의 구조 건전성 평가를 위해 복합재 후퇴익 구조물의 변위 예측이 요구된다. 날개의 변위 예측은 변위와 변형률 관계를 통해 예측할 수 있지만 후퇴익의 복잡한 변형으로 고정단 부근의 변형률 분포는 복잡하게 나타나기 때문에 일부 위치의 변형률 센서만으로 변형률을 측정하면 변위 예측의 오차가 발생할 수 있다. 본 논문에서는 복잡한 변형률 분포를 고려한 평판 형태의 복합재 후퇴익의 변위를 예측하는 연구를 수행하였다. 유한요소 해석을 통해 변형률 측정 지점을 선정하였다. 측정 지점의 변형률을 이용하여 예측한 변위는 해석에서 계산된 변위와 잘 일치하였으며, 실험을 통하여 검증하였다. The complex deformation of the swept composite wing occurs due to the torsional load and bending load during the flight. Therefore, prediction for displacement of swept composite wing is required for structural health monitoring. Wing displacements can be predicted by using relationship between displacements and strains. The strain distributions on the fixed-end are complex due to the geometric shape of the swept wing. Because of those strain distribution, the wing displacement can be diversely predicted by the strain sensing locations. In this paper, displacements prediction of swept composite wing was performed by considering complex strain distributions. The predicted displacements under various loading condition were consistent with those calculated by FEA and verified through the bending test.
김동건(Donggeon Kim),김근상(Geunsang Kim),김용구(Yonggu Kim),김국겸(Kukkyeom Kim),배주찬(Juchan Bae),강윤구(Yoongoo Kang) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.5
노즐 목삽입재는 고체추진기관의 핵심 부품 중 하나이다. 표준모터시험 중 연소실 압력이 급격하게 감소하는 tail-off 시점에서 목삽입재 이탈 현상이 발생하였다. 본 논문에서는 노즐구조체 복원력, 갭 내부 하중, 확대부내열재 열팽창을 목삽입재 이탈에 영향을 미치는 요인으로 가정하였으며, 각 요인에 대한 동적구조해석을 수행하였다. 구조해석 결과, 갭 내부 하중이 목삽입재 이탈에 가장 큰 영향을 미치며, 다음으로 확대부내열재 열팽창, 노즐구조체 복원력 순이었다. 또한 세 가지 요인이 복합된 경우 목삽입재 이탈순간속도가 가장 크게 계산되었다. Nozzle throat is one of the main component of solid rocket motor. During the standard motor test, ejection of nozzle throat was occurred when tail-off time where the combustion pressure decreased sharply. In this paper, restoring force of nozzle structure, thermal expansion of exit liner and force inside the gap are considered to be factors of ejection of the nozzle throat. As a results of dynamic structure analysis, force inside the gap is the mose effective factor of ejection of the nozzle throat. In order to thermal expansion of exit liner and restoring force were effective factor. In addition, highest velocity was calculated when the three factors were combined.