• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.35 no.6
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• pp.509-516
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• 2007

Mathematical modeling and vibration control of a tiltrotor aircraft composite wing-rotor system are investigated in this study. A wing-mounted rotor can be tilted from the vertical position to a horizontal one, and vice versa. Effect of vibration control of the wing-rotor system via piezoelectricity is studied as a function of tilt angle, ply angle of composite wing and rotor's spin speed. Composite wing is modeled as a thin-walled box beam having a circumferentially uniform stiffness configuration that produces elastic coupling between flap-lag and between extension-twist behavior. Numerical simulations are provided and pertinent conclusions are outlined.

• Journal of the Korean Society for Railway
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• v.12 no.6
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• pp.989-995
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• 2009

Short-time Fourier transforms (STFT) are useful for analyzing signals with harmonics that vary with time. If the variation of the harmonics with time is smooth, such as in kinematic vibrations in vehicles, then it is possible to improve the STFT using order spectra and correlation analysis. In this paper, it is shown how correlation analysis can be performed when the speed signal is noisy or unknown and then it is shown how order spectra become simple to compute after this analysis. The results are illustrated by an analysis of axle and car body vibrations in the prototype high-speed train, HSR-350x.

• Journal of KSNVE
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• v.8 no.1
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• pp.157-170
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• 1998

This paper proposes a new technique to formulate the finite element model of a sandwich beam by using GHM (Golla-Hughes-McTavish) internal auxiliary coordinates to account for frequency dependence. Through the use of auxiliary coordinates, the equation of motion of undamped mass and stiffness matrix form is extended to encompass viscoelastic damping matrix. However, this methods all suffer from an increase in order of the final finite element model which is undesirable in many applications. Here we propose to combine the GHM method with model reduction techniques to remove the objection of increased model order.

• Proceedings of the Computational Structural Engineering Institute Conference
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• 2010.04a
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• pp.449-453
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• 2010

본 논문에서는 점성 및 감쇠가 있는 단자유도 구조물의 등가감쇠비를 효율적으로 구하는 방법을 제시하였다. 건물에 설치된 마찰감쇠기는 외력의 크기에 따라 정지와 운동의 상태를 반복하여 외부 입력에너지를 소산시키기 때문에 외력과 응답관계가 비선형이다. 마찰감쇠기가 설치된 단자유도 건물은 마찰감쇠기외에 점성감쇠가 동시에 존재하므로 해석적인 정해를 구하기가 어렵다. 등가감쇠비를 산정하기 위해서 첫째, 점성과 마찰감쇠가 있는 단자유도계 건물의 자유진동 정해를 통하여 변위응답과 가속도 응답특성을 분석하였다. 둘째, 자유진동의 경우 응답이 멈출 때까지 소산에너지식을 이용하여 등가점성감쇠비를 구하였다. 셋째, 조화가진 일 때는 수치해석을 통하여 마찰력비 $F_r$에 따른 응답 특성을 알아보았다. 넷째, 조화가진의 경우 에너지 균형식을 바탕으로 등가점성감쇠비를 유도하였다. 등가점성감쇠비는 변위응답비의 영향을 받으므로 응답을 알아야만 구할 수 있다. 건물 응답의 진동수 특성은 협소영역(narrow band)이므로 고유진동수에 의해 지배된다고 가정하여 등가점성감쇠비를 구하였다. 마지막으로, 유도한 자유진동과 조화가진의 등 가점성감쇠비를 이용한 등가선형운동방정식의 해를 비선형 수치해석 한 결과와 비교하여 검증하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.39 no.10
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• pp.905-911
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• 2011

With the progress of micro actuator technology, studies on the development of micro air flapping wing vehicles are actively undergoing. In the present study, the changes of both lift and thrust characteristics of the wings are investigated using a boundary element method. Lift of the heaving wing is not generated when the wing is beating with smaller frequencies than 1 Hz. Thrust increases with amplitude and frequency. As the wing's taper and aspect ratios increase, both lift and thrust also increase. Results on the pitching oscillation and flapping motion will be included in the future work.

• Proceedings of the KSLP Conference
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• 1997.11a
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• pp.265-265
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• 1997

음성이란 성대내근과 성대외근의 운동에 의해 진성대에서 규칙적이고 조화로운 진동이 이루어져 나타나는 것으로, 이러한 운동 등에 이상이 생기거나 진성대에 기질적인 변화가 왔을 때 음성이 변하게 된다. 그러나 이런 환자들의 진단을 위하여 후두소견을 관찰해 보면 진성대 뿐만 아니라, 상후두에서도 여러 가지 양상의 다른 움직임을 확인할 수가 있는데, 상후두는 진성대와는 달리 특별한 자체를 움직일 만한 근육들이 발달되어 있지 않은 구조물임에도 불구하고 여러 다른 발성에 따라 다양한 움직임을 나타내게 된다. 이러한 것들은 진성대와 연결되어 있는 성대내근이나 후두의 외부에 붙어있는 성대외근의 영향에 의해 나타날 수가 있다고 생각이 되고, 이러한 것들은 일차적으로 또는 이차적으로 성대의 진동에 영향을 줄 수 있을 것으로 생각된다. 이에 저자들은 발성시 상후두의 움직임과 성대외근과의 관계를 확인하기 위하여 상후두의 움직임을 여러 가지 모양으로 만들도록 훈련한 후 스트로보스 3102;을 이용하여 상후두의 움직임을 확인하면서, 각각의 경우에 따라 근육의 수축정도를 비교할 수 있고 비침습적인 표면전극을 이용한 근전도 검사를 시행하여 이들에 관한 연구를 하였다.다.

• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers A
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• v.25 no.8
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• pp.1227-1234
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• 2001

A multi d.o.f robotic manipulator is considered for multi-axis vibration control of a slender structure, using the concept of the flow source based vibration control. In order not to cause the motion saturation of the manipulator system, a hybrid dynamics associated with the flexible and desired manipulator error dynamics is also modeled as the control object. It is numerically shown that the flexible vibrations and the base motions of a test structure can be effectively controlled with the proposed hybrid dynamics.

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 1995.04a
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• pp.307-312
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• 1995

장거리 시스템의 경우에 있어서 기동과 정지 시의 동적하중은 구동부 입력크기의 변화와 구동부간이 기동 시간차이로부터 발생되며, 벨트로 전파되어 장력변화를 일으키고, 과도한 장력의 변화는 인장과 압축의 탄성파로 벨트요소의 응력을 증가시키며, 벨트, 풀리, 아이들러(idler)등의 벨트요소들을 파괴시킨다. 따라서 동적해석에 의한 설계가 필수적으로 요구되어 벨트의 동적거동 해석에 대한 연구가 많이 수행되고 있다. 본 연구에서는 벨트 컨베이어 시스템을 집중질량모델(lumped mass model)로 근사하여 모델링하는 방법을 도입하여 세부요소에 대한 운동방정식을 유도하고, 각 요소 모델링을 결합하여 전체 운동방정식을 수립하였으며, 예제 시스템에 적용하여 동적거동을 해석하였다. 예제 시스템에 있어서 기동시의 구동입력을 두 가지 형태의 입력을 이용하였고, 정지시에는 구동부 브레이크가 없는 경우로 정상운전상태에서 순간적으로 구동부의 동력을 제거하는 방법을 적용하였다. 시뮬레이션 결과를 통하여 기동시의 구동입력을 적절히 제어하므로 벨트 속도와 장력의 변화를 줄일 수 있는 입력형태를 결정할 수 있었고, 이 때의 테이크업의 운동도 구할 수 있었다.

• Transactions of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering
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• v.16 no.2 s.107
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• pp.176-182
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• 2006

Modeling and verification for stability analysis of axially oscillating cantilever beams are investigated in this paper Equations of motion for the axially oscillating beams are derived and transformed into dimensionless forms. The equations include harmonically oscillating parameters which are related to the motion-induced stiffness variation. stability diagram is obtained by using the multiple scale perturbation method. To verify the accuracy of the modeling method, several points in the plane of the stability diagram are presented and solved. The present modeling method proves to be as accurate as a nonlinear finite element modeling method.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.39 no.8
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• pp.725-734
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• 2011

At high angles of attack, aircraft dynamics can display an oscillatory lateral behavior that manifests itself as a limit cycle known as wing rock. In this paper, a classical and neural network based adaptive control design methods of adaptively stabilizing the oscillatory motion by adapting uncertainties are described in detail. All methods are simulated and compared using a model for an 80o swept delta wing.