• Proceedings of the Computational Structural Engineering Institute Conference
• /
• 2000.04b
• /
• pp.125-132
• /
• 2000

하중전달의 문제는 구조체가 하중을 지지할 때 하중을 받는 부재로부터 하중을 지지하지 않는 쪽의 구조로 얼마만큼의 하중이 전달되는가를 해석하는 것이라고 간단히 정의 할 수 있다. 효율적인 Load transfer mechanism 은 구조체의 설계와 해석의 중요한 인자와 직접적으로 관련이 되어 있기 때문에 구조체의 해석시에는 이러한 하중전달의 개념이 반드시 포함되어야 한다. 그러나 일반적인 구조체의 해석시에는 하중전달의 개념은 그 해석의 어려움과 이론적인 해석해의 부재 그리고 본질적으로 존재하는 복잡성 때문에 무시되어져 왔다. 또한 이러한 하중전달의 문제가 다른 역학적인 거동과 연관되어 해석되어 질때는 그 이론적인 해는 구할 수가 없게 된다. 따라서 본 연구에서는 다층구조체에 존재하는 하중전달의 문제를 구조체 내에 존재하는 불연속면의 영향을 고려하수 있는 수치해석적인 모델의 개발을 통하여 하중전달효율의 개념으로 분석하여 각각의 불연속면의 영향에 따른 구조체내에 존재하는 하중전달의 현상을 규명하고자 한다.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
• /
• 2003.10a
• /
• pp.72-72
• /
• 2003

위성체 열설계의 기본 목적은 가혹한 우주 열환경 하에서 위성체를 보호하며, 위성이 임무를 보호하며, 위성이 임무를 수행하는 동안에 어떠한 우주 열환경 하에서도 모든 위성 부품이 허용되는 온도 내에서 작동하도록 하는 것이다. 발사시 열해석은 궤도상에서의 열해석과 달리 초기 조건인 발사시간을 기준으로 열해석을 수행하게 된다. 열해석에서는 위성체가 발사체에 탑재되기까지의 과정과 발사 후에 발사체와 분리되는 시점까지 고려하게 된다. 위성체의 형상은 태양전지판이 접혀있으며, 배터리만이 위성체에 전력을 공급하는 역할을 하게 된다. 발사시에 전력소비량을 감소시키는 유일한 방법은 히터소비량을 줄이는 것이며, 이 점에서 발사시 열해석이 중요해진다. 본 연구에서는 저궤도 위성 발사시에 최대 히터소비량을 예측하기 위하여 저온 조건을 가정하고 열모델을 작성하고 열해석을 수행하였다.

• Proceedings of the Korean Nuclear Society Conference
• /
• 1996.05c
• /
• pp.164-169
• /
• 1996

핵연료집합체의 하단고정체는 상단고정체와 안내관을 통해 전달되는 하중들로부터 연료봉을 보호하는 주요부품이다. 하단고정체의 구조적 건전성을 유한요소법으로 평가하기위해 상용프로그램인 PATRAN과 ANSYS 5.1을 사용하였다. 하단고정체의 3차원 global 모델에 대한 응력해석을 수행하였으며 응력집중이 일어나는 유로구멍사이의 ligament 부분에 대해 submodeling 기법을 이용하여 해석의 정확도를 높였다. 본 연구에서 수행한 응력해석결과를 하단고정체 구조강도 시험에서 얻은 시험결과와 비교함으로서 응력해석모델에 대한 신뢰성과 보수성을 확인하였고 영광 3&4호기의 핵연료집합체에 부착된 하단고정체가 설계하중에 대해 충분한 건전성을 유지하고 있음을 증명하였다.

• Journal of Biomedical Engineering Research
• /
• v.21 no.6
• /
• pp.599-606
• /
• 2000

고정체 나사산 형상이 식립된 고정체를 둘러싸고 있는 턱 뼈에서 발생된 응력분포에 미치는 영향과 효과적인 나사산 형상을 결정하기 위해서 다양한 치아 고정체 형상에 대해서 응력해석을 수행하였다. 나사산 골 한쪽 부위에 라운딩이 된 형상의 고정체에서 발생된 응력분포는 다른 나사산 형상의 고정체에서 발생된 응력분포보다 더 효과적으로 나타났다. 이 해석 결과를 근거로 최적의 고정체 치수를 결정하기 위해서 나사산 끝단의 폭, 나사산 높이, 그리고 가해지는 하중의 방향 등과 같은 설계 변수의 변화에 따른 응력해석이 수행되었다. 최대 응력 집중은 고정체 나사산의 첫단 부위에서 발생하였으며, 100 N의 15도 경사하중이 가해졌을 때 발생된 최대 등가응력은 동일 크기의 수식하중보다 2배 정도 더 높게 나타났다. 그리고 나사산 끝단의 폭과 나사산 높이 사이의 연관성에 관련된 해석결과에서 나사산 끝단의 폭과 나사산 높이 사이의 연관성 효과는 무시할 만큼 작다는 것을 알았다. 고정체의 나사산 피치에 대한 나사산 끝단의 폭의 비와 나사산 높이의 비가 각각 0.5와 0.46일 때 다른 고정체의 치수들보다 더 효과적인 응력분포가 나타났다

• Aerospace Engineering and Technology
• /
• v.10 no.2
• /
• pp.94-100
• /
• 2011

In this paper, an assessment on the preliminary coupled load analysis results for advanced Low Earth Orbit Earth Observation satellite was performed. Spacecraft FE-model was converted into Craig-Bampton model consisting of mass matrix, stiffness matrix, acceleration transformation matrix, displacement transformation matrix, and it was delivered to the launch vehicle developer. Launch vehicle developer performed a coupled load analysis with launch vehicle model and spacecraft Craig-Bampton model, and the coupled load analysis results were provided to us. From the assessment on the analysis results, it was verified that spacecraft is safe under launch environment.

• Journal of Satellite, Information and Communications
• /
• v.5 no.1
• /
• pp.63-68
• /
• 2010

Satellite structure should be designed to support safely the payload and several actuators under launch and on-orbit environments. After the configuration design of satellite, the structural analysis is performed using quasi-static load provided by launch vehicle manufacturer for detail design of satellite. In order to verify the safety of satellite structure designed using quasi-static loads, launch vehicle manufacturer performs coupled load analysis with satellite and launch vehicle models. For developing satellite, satellite model was reduced into the Craig-Bampton model for coupled load analysis, and delivered to the launch vehicle manufacturer. Launch vehicle manufacturer have done the coupled load analysis, and offered the acceleration and displacement results to the satellite manufacturer. From the analysis results, we have confirmed that satellite is designed safely and there is no possibility of interference and conflict in the inner/outer side of satellite.

• Journal of the Korean Society for Nondestructive Testing
• /
• v.21 no.1
• /
• pp.69-79
• /
• 2001

A volume integral equation method(VIEM) is applied for the effective analysis of elastic wave scattering problems in unbounded solids containing general anisotropic inclusions. It should be noted that this newly developed numerical method does not require the Green's function for anisotropic inclusions to solve this class of problems since only the Green's function for the unbounded isotropic matrix is Involved In their formulation for the analysis. nis new method can also be applied to general two-dimensional elastodynamic problems with arbitrary shapes and number of anisotropic inclusions. Through the analysis of plane elastodynamic problems in unbounded isotropic matrix with an orthotropic inclusion, it is established that this new method is very accurate and effective for solving plane elastic problems in unbounded solids containing general anisotropic inclusions.

• Proceedings of the Korea Electromagnetic Engineering Society Conference
• /
• 2001.11a
• /
• pp.194-197
• /
• 2001

본 논문에서는 결합창으로 결합을 구현한 유전체 공진기 필터의 결합창 특성을 해석하였다. 결합창의 특성을 결합계수로 표현하였으며, 간단한 표현식으로 유도하였다. 결합창의 크기를 변화시키면서 해석 방법을 적용하여 결합계수를 계산하였고, 측정결과와 비교하여 해석의 유효성을 증명하였다. 본 논문에서 제안한 방법은 적용이 간단할 뿐 아니라, 결합창의 제작 및 측정오차 범위에서 정확한 결과를 보였다. 본 논문에서 제안한 방법은 유전체 공진기 필터의 설계 및 유전체 공진기와 Varactor diode로 이루어지는 동조필터가 동조주파수 대역에서 일정한 통과대역폭을 가지기 위한 최적화된 결합창의 설계적용이 가능하다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.33 no.5
• /
• pp.34-40
• /
• 2005

Most analyses and researches on Micro Aerial Vehicle(MAV) have focused upon propulsion, automatic control, aerodynamic configuration in low Reynolds number region, and miniaturization of telemetric parts. In the present study, a structural concept for MAV is designed by using the composite material suitable for light flight structures. In order to study the load path and stress state of the MAV, the load and structural analyses are simultaneously performed by the aeroelasticity module of MSC/NASTRAN. The stability derivatives of the MAV are obtained for three symmetric, two antisymmetric, and four unsymmetric maneuvering conditions. Although the aerodynamic theory in MSC/NASTRAN could not be proper for MAV analysis, it provides an traditional and effective tool for trim and load analyses and may be corrected with the results by more accurate theory or test. The results show that the inertial load due to payloads has a more effect on stress rather than the aerodynamic load.

• Proceedings of the Korean Society for Rock Mechanics Conference
• /
• 2001.03a
• /
• pp.109-117
• /
• 2001

불연속체 해석을 이용하여 터널 안정성 해석을 수행할 경우 해석 결과는 절리 모델의 선택에 따라 달라진다. 따라서 본 연구에서는 개별요소법을 이용한 불연속체 터널 안정성 해석에 있어 BB 모델 적용시의 해석 결과와 MC 모델 적용시의 해석 결과를 비교하였다. 또한 주어진 응력 조건과 터널 형상에 따른 암반의 변형 거동을 규명하기 위하여 불연속체 해석 결과와 연속체 해석 결과를 비교하였다. 연속체 해석결과와 BB 모델을 사용한 불연속체 해석 결과는 변위 및 응력 분포는 비슷한 양상을 보이는 반면, MC 모델을 사용한 불연속체 해석결과는 이와 다른 양상을 보였다. 또한 MC 모델을 사용하여 불연속체 해석을 실시할 경우 절리의 영향을 명시적으로 고려하였음에도 불구하고 연속체 해석 결과에 비해 변위 및 최소 주응력이 더 작게 발생할 수 있음을 확인할 수 있었다. 이는 MC 모델이 실제 절리의 변형거동 특성을 현실적으로 모사할 수 없기 때문에 발생되는 결과이며, 특히 절리면의 전단거동에 무관하게 팽창각을 일정한 상수로 취급하는 MC 모델의 특성으로 인한 결과이다.