유한요소법에 의한 수정된 ENF 시험편의 에너지방출율 해석

심재열,홍창선 ( Jae Yeul Shim,Chang Sun Hong ) 한국복합재료학회 1992 Composites research Vol.5 No.1

KC-100 전기체 정적 구조시험

심재열(Jae-yeul Shim),정근완(Keunwan Jung),이한용(Hanyong Lee),이상근(Sang keun Lee),황귀철(Gui-Chul Hwang),안석민(Seokmin Ahn) 한국항공우주학회 2014 韓國航空宇宙學會誌 Vol.42 No.1

항우연에서는 복합재 소형항공기(KC-100)에 대하여 15가지 전기체 시험조건과 7개의 국부적 시험조건들에 대한 전기체 정적구조시험을 수행하였다. 시험요구도, 시험일정, 시험체 및 더미구조, 시험하중산출, 시험장치, 시험장비 등을 소개하였다. 수십개의 제어채널을 사용하는 전기체 구조시험의 하중제어의 정확도를 살펴보기 위하여 U1의 시험데이터를 분석하였다. 분석결과 각 채널별 데이터 획득된 하중값은 허용오차인 SNPE(Static null pacing error)값 이내에서 잘 유지하고 있음을 보였고 본 논문의 저자가 제안한 시험의 하중제어오차 크기 정의방법을 적용한 결과 U1 시험의 하중제어 오차값이 8.6N 이었고 나머지 전기체 시험조건들에 대한 시험데이터를 분석한 결과도 보였다. 마지막으로 U1시험에서 자세제어장치에서 측정된 반력들이 시험하중 증가와 함께 변하는 것을 보였고 전기체 구조시험에서 반력변화 발생의 요인들에 대하여 기술하였다. A full-scale static test for a composite structure small aircraft (KC-100) was conducted in the KARI. The test includes 15 full-scale test and 7 local test conditions. Test requirements with test schedule, test article with dummy structures, test load generation, test system, and equipment are introduced for the test. Test load data of the 1st test condition(U1) was analyzed to evaluate an accuracy of load control for the test. The analysis results show that load data obtained during test were within tolerance of Static Null Pacing Error(SNPE) and the error value of load control was 8.6N. The error of load controls for the full-scale static test using dozens of actuators was calculated by a method suggested by authors. Test data for all other test conditions is also shown in this paper. Finally, reactions measured from restraint system of the U1 test condition show that the reaction changes as load increment. The factors which may change the change of reactions for a full-scale static test are introduced in this study.

헬리콥터 로터 스와시플레이트 구조시험 치구설계

심재열(Jae-Yeul Shim),오정민(Jung-Min Oh),김태주(Tae-Joo Kim),김성준(Sung-Jun Kim),김승호(Seung-Ho Kim) 대한기계학회 2009 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2009 No.5

Swashplate which is a part of helicopter rotor hub system will control pitch angle of the rotor blades. The static and fatigue test of the swashplate for developing rotor system of Korean helicopter program in domestic is prepared in KARI. Test article and dummy part, test conditions, test fixture design, test equipment are introduced for the structure test. A preliminary test is performing by using dummy test article to check test setup for the test before doing main test. The some results of the preliminary test will also be introduced in this paper.

KC-100 전기체 정적 구조시험 장치

심재열(Jae-Yeul Shim),이상근(Sanggeun Lee),안석민(Seok-Min Ahn) 한국항공우주연구원 2012 항공우주기술 Vol.11 No.1

국내 최초의 인증용 민수 항공기(KC-100) 개발을 위하여 수행한 전기체 정적구조시험에 대하여 소개하였다. 구체적인 내용으로는 시험요구도, 시험프레임, 주요 시험장치들인 하중부가장치, 중량보상장치, 시험체 자세구속장치 및 잭킹 장치에 대하여 자세하게 설명하였고 특히 하중작용을 정확하게 부가하기 위하여 시험체의 설치와 하중부가치구의 설치에 대한 합치성을 보이는 과정을 자세하게 소개하였다. 전기체 하중시험 15가지와 국부하중시험 7가지 총 22가지 시험조건에 대하여 성공적으로 시험 수행하였고 시험 데이타들을 확보하였다. Full-scale static test was introduced for the KC-100 aircraft which is domestic civil aircraft to be certified for the first time. Test requirement, test frame, and important test stystems such as loading system, counterbalance system, restraint system and jacking system are explained in detail. Especially, the way to satisfy compliance for the installation of test article and loading system is introduced by using check sheets for the installations. 15 Full-scale and 7 local test conditions were successfully completed and the test data was obtained.

항공우주 비행체 정적구조시험용 하중제한밸브 부품 형상 분석

심재열(Jae-Yeul Shim) 한국항공우주학회 2019 韓國航空宇宙學會誌 Vol.47 No.9

항공우주비행체 정적구조시험을 위한 과하중 방지를 위해 사용되는 하중제한밸브(LLV)의 파일럿 스테이지의 주요 구성품들에 대한 자유물체도 분석을 수행하였다. 이 분석을 통하여 유압작동기의 동일한 힘에서 일관성있게 포펫 개방되도록 하기 위해서는 파일럿스테이지에 있는 두 포펫의 직경비((D₂)<SUP>ten</SUP>/D₂)<SUP>comp</SUP>)가 작동기의 피스톤 면적비(A<SUB>com</SUB>/A<SUB>ten</SUB>)와 동일해야만 한다는 것을 보였다. 실험실에서 외산으로 수입하여 사용하고 있는 4개의 서로 다른 하중제한밸브의 포펫들 형상을 측정하고 대응되는 4개의 다른 용량을 갖는 유압작동기들의 피스톤 면적비들로부터 위의 분석결과가 타당함을 확인하였다. 두 개의 다른 파일럿스테이지로 수행한 “조절자 분해능시험들”의 결과들로부터 조절자 각 회전에서 얻은 Fi(포펫개방 순간의 작동기 힘)의 최대 표준편차는 각 평균값으로부터 0.3KN이고 표준편차를 각 평균값으로 나눈 무차원값으로 분석하면 최대편차는 3.7%이다. 이 결과로 부터 동일 포펫 직경비를 갖는 두 개의 파일럿스테이지들의 포펫은 각 조절자 회전에 대해 Fi/(평균 Fi) 값이 +/- 3.7% 범위에서 일관성 있게 개방되고 있음을 확인하였다. 위의 편차는 포펫 O-링의 마찰력으로부터 유발되는 것임을 보였다. 부가적으로 파일럿스테이지의 다른 주요부품인 포펫스프링과 조절자의 주요설계인자들도 식별하였고 이들의 결정과정도 본 연구에서 보였다. Free body diagram analysis is done for key parts of pilot stage of LLV (Load Limit Valve) which is used to protect overload for static structural test of aerospace flight vehicle. It is shown through the analysis that diameter ratio (D₂)<SUP>ten</SUP>/D₂)<SUP>comp</SUP>) of two poppets in a pilot stage must be equal to piston area ratio(A<SUB>comp</SUB>/A<SUB>ten</SUB>) of a hydraulic actuator for making a poppet open consistently at constant force applied by an actuator. The result of the analysis is verified by measuring geometries of the poppets in the four different LLVs which are corresponding to four actuators with different capacity and have been used after being imported in this laboratory. Results of “Adjuster resolution tests” with two different pilot stages show the max. deviation of Fi(actuator force in instant of opening poppet) from average Fi obtained for each turn of adjuster is 0.3KN and max. deviation of the Fi normalized by average Fi of each turn of adjuster is 3.7%. From the results, it is verified that the two pilot stages with same poppet diameter ratio make a poppet consistently open at Fis within ±3.7% deviation from the average Fi. The deviation is shown to be caused from frictional force of O-ring in the poppet. Additionally, design factors for poppet spring and adjuster, which are also key parts of the pilot stage, are distinguished and procedure for deciding the factors are also shown in this study.

KC-100 소형항공기 전기체 정적시험 하중부가장치

심재열(Jae-Yeul Shim),안석민(Seok-Min Ahn),최승호(Seung-Ho Choi) 대한기계학회 2010 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2010 No.11

Korea Aerospace Research Institute (KARI) is preparing Full-scale static & fatigue structure test for KC-100 small aircraft. Key subsystems of the testing system are test frame, loading system, counterbalance system, restraint (or positioning) system, etc.. It is planed for KARI to perform the static and fatigue test in serial. The static test will be performed first in March 2011. Design result on the the test frame, loading system at each component or subcomponent of test article is introduced and test conditions for the full-scale static test is introduced, and hydraulic cylinder and load cell selection for the test is also described in this paper.

항공기 전기체 정적구조시험의 반력 분석

심재열(Jae-yeul Shim) 한국항공우주학회 2020 韓國航空宇宙學會誌 Vol.48 No.3

본 논문은 항공기 전기체 구조시험에서 6개 자유도를 구속하는 자세구속시스템에서 발생하는 반력들 분석에 대해 다루고 있다. 반력에는 시험의 모든 오차(제어오차와 기타시험오차)를 포함하고 있으므로 반력분석을 통한 시험오차를 평가하는 연구가 의미가 있고 이를 위해서는 우선 바른 반력산출이 우선되어야 하고 바른 반력산출이 본 연구의 초점이다. 본 연구에서 반력을 공칭반력(Rn)과 시험오차반력(Rce, Rerr)의 합으로 표시할 것을 제시하였고 초기상태(0%DLL)에서 이미 내포한 시험오차특성과 하중증분에 따라 발생하는 시험오차특성을 구분하기 위해 반력을 초기상태반력과 상대반력으로 구분하여 분석하였다. 선미익기 전기체 구조시험 데이터를 활용하여 정량적 반력분석 결과 제어오차로 인한 반력(Rce)값은 전 하중레벨에서 크기변화가 크지 않으며, 합성력 크기가 82.8N 이내로 유지되었고, 이는 하중부가 전체널에 대한 제어오차(TMF)가 –30~40N 범위 내에서 큰 변화없이 유지되기 때문이다. 상대반력분석을 통해 산출된 기타시험오차(Rerr_r)의 합성력 크기는 하중증분에 따라 증대되며, 그 크기도 Rce_r보다는 매우 크게 증대됨(최대치808N)을 보여주었고 바른 상대반력 산출을 위해서는 시험체 변형을 고려해야 함을 각 성분별(X0, Y0, Z0) Rerr_r 분석을 통해 보였다. 시험체 변형을 고려한 반력산출은 시험체에 가해지는 힘들의 작용점 이동을 산출할 수 있 는 시험체 변형특성식을 요구한다는 것을 보였다. This study addresses analysis on reactions which are induced in restraint system for airframe full-scale static structural test. This system restraints 6 degrees of freedom of a test article. It is valuable to study evaluating test error through analysis on the reactions which include all errors in a test. It is required to calculate fistly right reactions for the evaluation. This study focuses on calculation of the right reactions. The reaction is represented by sum of nominal reaction(Rn) and testing error reactions(Rce, Rerr) and is analyzed by two steps (inital vs relative reaction) in this study. It would evaluate intrinsic error at 0%DLL and error induced from applying test load, separately. Based on analysis using test data of a full-scale static test(canard type aircraft), resultant force of Rces and Rce_rs are distributed within 82.8N while resultant force of Rerr_rs shows to increase upto max. 808N as load level increment. Such well distribution of the Rce within the small range is caused from TMF values characteristics which are well distributed within –30N~40N. Additionally, it is shown through qualitative analysis on three components(X0, Y0, Z0) of the relative reaction(Rerr_r) that the reactions must be calculated with considering deformation of test article to calculate correctly reactions. This study shows also that equations characterizing deformation of components of test article are required to calculate the correct reactions, the equations must include information which will be used to calculate movement of all loading points.

4인승 선미익기 구조해석

김성준(SungJoon Kim),심재열(Jae-Yeul Shim) 한국항공우주연구원 2007 항공우주기술 Vol.6 No.2

본 논문에서는 4인승 선미의 항공기에 대한 구조해석 절차와 전기체 시험결과를 소개하였다. 전기체 유한요소모델 구축은 항공기 구조해석 시 중요한 업무이며 구조적 안전성에 직접적인 영향을 미치게 된다. 구축된 유한요소모델은 전기체 시험결과를 이용하여 정밀하게 보정된다. 구조해석 결과를 이용하여 5가지의 설계제한하중 시험조건과 11가지의 설계 극한하중 시험조건을 결정하였다. 소개된 절차를 이용하여 4인승 선미의 항공기의 구조적 안전성을 성공적으로 확보하였다. In this paper, we have presented structural analysis procedure and full scale test results for 4-seater canard airplane. Construction of the finite element model is critical path for the aircraft structural analysis and directly affects the structural integrity. The refinement of the finite element model should be determined depending on full scale test results. From the results of the structural analysis, 5 design limit loads test conditions and 11 design ultimate loads test conditions were selected. By the presented procedure, the structural integrity of 4-Seater Canard Airplane is successfully obtained.

4인승 선미익 경항공기 전기체 정적 구조시험

신정우,김성찬,김성준,채동철,이상욱,김태욱,심재열,Shin, Jeong-Woo,Kim, Sung-Chan,Kim, Sung-Jun,Chae, Dong-Chul,Lee, Sang-Wook,Kim, Tae-Uk,Shim, Jae-Yeul 한국군사과학기술학회 2006 한국군사과학기술학회지 Vol.9 No.4

In this paper, full-scale airframe static test of 4-seater canard airplane(the Firefly) was explained. From the results of the structural analysis, 5 design limit loads test conditions and 11 design ultimate loads test conditions were selected. Test loads analysis was performed and test fixtures and load control system(LCS) were prepared to realize the test loads. To protect the test article during the test, the overload protection system was prepared. Strain and deflection values were acquired through the data acquisition system(DAS) to verify the structural analysis results.

윙렛 형상에 따른 공력 특성 해석

이융교(Yung-Gyo Lee),김철완(Cheolwan Kim),심재열(Jae-Yeul Shim) 한국항공우주연구원 2008 항공우주기술 Vol.7 No.1

최근의 유가인상과 관련하여 상업용 및 군용 항공기 운용시의 연료 효율을 높이고자 하는 노력이 가속화되고 있다. 관련 연구에 의하면 수송기와 비즈니스 젯 항공기에 있어서 윙렛은 공력/구조적 효율성을 향상시키고, 적은 중량 증가로 저속 수송기의 상승 성능을 향상시킨다고 보고된 바 있다. 윙렛은 일반적으로 날개 끝에 장착되는 작은 공력면이며, 날개에 수직에 가깝게 장착되어 날개 끝단 와류의 순환 유동장내에서 작용한다. 윙렛의 설계는 위치, 높이, 테이퍼비, 후퇴각, 익형, toe-out 및 켄트각 등 많은 요소를 고려해야 하는 매우 복잡한 과정이다. 최근에는 미국 보잉사의 B737-800과 B787 등의 최신 기종에서 Blended 윙렛을 성공적으로 적용하여 날개끝의 길이를 늘리는 것(Wing Tip Extension) 보다 적은 추가 중량으로 같은 순항 성능을 도출하는데 성공하였다. 윙렛의 점성저항으로 인하여 최소항력은 증가하지만 높은 양력계수에서는 유도항력의 감소로 전체 항력이 감소하게 됨을 알 수 있다. 따라서, 윙렛은 강한 날개끝 와류를 발생시키는 높은 양력계수에서 순항하는 항공기에 더욱 적합하다. Aircraft fuel efficiency is one of main concerns to aircraft manufacturers and to aviation companies because jet fuel price has tripled in last ten years. One of simple and effective methods to increase fuel efficiency is to reduce aircraft induced drag by using of wingtip devices. Induced drag is closely related to the circulation distribution, which produces strong wingtip vortex behind the tip of a finite wing. Wingtip devices including winglets can be successfully applied to reduce induced drag by wingtip vortex mitigation. Winglet design, however, is very complicated process and has to consider many parameters including installation position, height, taper ratio, sweepback, airfoil, toe-out angle and cant angle of winglets. In current research, different shapes of winglets are compared in the view of vortex mitigation. Appropriately designed winglets are proved to mitigate wingtip vortex and to increase lift to drag ratio. Also, the results show that winglets are more efficient than wingtip extension. That is the reason B-747-400 and B-737-800 chose winglets instead of a span increase to increase payload and range. Drag polar comparison chart is presented to show that minimum drag is increased by viscous drag of winglet, but at high lift, total drag is reduced by induced drag decrease. So, winglets are more efficient for aircraft that cruises at a high lift condition, which generates very strong wingtip vortex.