• 한국소음진동공학회논문집
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• 제22권4호
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• pp.352-357
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• 2012

The ground resonance instability of a helicopter with bearingless main rotor hub were investigated. The ground resonance instability is caused by an interaction between the blade lag motion and hub inplane motion. This instability occurs when the helicopter is on the ground and is important for soft-inplane rotors where the rotating lag mode frequency is less than the rotor rotational speed. For the analysis, the bearingless rotor was composed of blades, flexbeam, torque tube, damper, shear restrainer, and pitch links. The fuselage was modeled as a mass-damper-spring system having natural frequencies in roll and pitch motions. The rotor-fuselage coupling equations are derived in non-rotating frame to consider the rotor and fuselage equations in the same frame. The ground resonance instabilities for three cases where are without lead-lag damper and fuselage damping, with lead-lag damper and without fuselage damping, and finally with lead-lag damper and fuselage damping. There is no ground resonance instability in the only rotor-fuselage configuration with lead-lag damper and fuselage damping.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제2권4호
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• pp.391-401
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• 2015

Crashworthiness design and certification have been and will continue to be the main concern in aviation safety. The effects of roll angles on fuselage section crashworthiness for typical civil transport category aircrafts were investigated. A fuselage section with waved-plates under cargo floor is suggested, and the finite element model of fuselage section is developed to simulate drop test subjected to 7 m/s impact velocity under conditions of 0-deg, 5-deg, 10-deg and 15-deg roll angles, respectively. A comparative analysis of failure modes, acceleration responses, and energy absorption of fuselage section under various conditions are given. The results show that the change of roll angles will significantly affect fuselage deformation, seat peak overloads, and energy absorption. The crashworthiness capability of aircraft can be effectively improved by choosing appropriate landing way.

• 한국항공운항학회지
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• 제20권3호
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• pp.44-50
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• 2012

The noise reduction is important one of considerations in the process of a civil aircraft development program. External noise sources are classified into an air-born source and a structure-born source. Among these noise sources, the most affected noise source into a cabin is the air-born noise source from an engine or propeller. The external noise is transmitted into the cabin through the fuselage structure of airplane which are composed of an fuselage structure, an interior trim panel and an acoustic insulation layer between an fuselage structure and an interior trim panel. Therefore, appropriate fuselage structure and acoustic insulation layer is very important to reduce the internal noise level. In this paper, the vibro-acoustic coupled analysis of the cabin noise of the 80~90 seats regional turboprop aircraft is carried out to validate the acoustic analysis method using Direct BEM and FEM. The sound pressure level onto the fuselage skin is acquired by fan-source noise analysis using BEM, and which sound pressure is used as acoustic noise source in vibro-acoustic noise analysis for cabin noise analysis using FEM.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제11권1호
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• pp.1-9
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• 2010

Numerical simulation of unsteady flows around helicopters was conducted to investigate the aerodynamic interaction of main rotor and other components such as fuselage and tail rotor. For this purpose, a three-dimensional inviscid flow solver has been developed based on unstructured meshes. An overset mesh technique was used to describe the relative motion between the main rotor, and other components. As the application of the present method, calculations were made for the rotor-fuselage aerodynamic interaction of the ROBIN (ROtor Body INteraction) configuration and for a complete UH-60 helicopter configuration consisted of main rotor, fuselage, and tail rotor. Comparison of the computational results was made with measured time-averaged and instantaneous fuselage surface pressure distributions for the ROBIN configuration and thrust distribution and available experimental data for the UH-60 configuration. It is demonstrated that the present method is efficient and robust for the simulation of complete rotorcraft configurations.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권2호
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• pp.11-21
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• 2005

3차원 비정렬 격자를 이용한 로터-동체 공력 상호작용에 대한 수치적 해석을 수행하였다. 로터와 동체간의 상대적인 운동을 모사하기 위하여 해석 유동장을 회전하는 부분과 정지된 부분으로 나누어 계산하였다. 블레이드 끝단에서 생성되는 끝단 와류를 포착하기 위하여 준 비정상 적응 격자 기법을 도입하였다. 또한 낮은 속도로 전진 비행하는 헬리콥터 해석을 위해서 저 마하수 예조건화 기법을 적용하였다. 로터-동체 공력 간섭현상에 대한 검증을 위해 Georgia Tech 형상과 NASA에서 실험한 ROBIN 형상에 대한 실험 결과와 비교하여 본 연구 해석 기법이 타당함을 보였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권1호
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• pp.65-74
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• 2002

항공기 동체의 주 구조를 이루는 스킨, 스트링거, 프레임을 복합재료 부재료 대체하여 파손 및 좌굴에 대해 유한요소해석을 수행하였다. 각 부재의 하중은 기존 항공기 MD90-30의 하중을 적용하였으며, 스트링거, 프레임은 I, Z, T-type의 3가지 단면형상을 선정하여 해석하였다. 복합재료 부재의 적층각, 적층수에 따른 부재의 특성을 알아보고, 단면형상에 대한 비교를 수행하였다. 해석결과 파손은 적층각에 좌굴은 적층수에 많은 영향을 받으며, 스킨, 스트링거는 좌굴이 프레임은 축방향 하중에 의한 파손이 부재 설계의 중요한 요소임을 알 수 있었다. 스트링거, 프레임은 준등방성 적층의 경우 [0/60/-60]적층이 좋은 결과를 갖는 것을 알 수 있었고 단면형상에 대해서는 I-type이 가장 좋은 결과를 보였다. 또한 기존 알루미늄 부재와의 비교를 통해 복합재료 부재의 경량성을 확인할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권9호
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• pp.671-680
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• 2020

본 연구에서는 복합형 회전익 항공기 동체의 설계를 위해 확장된 보 해석을 기술한다. 개발된 보 접근 방법은 등가 보강재 층 방법을 사용하여 보강재로 구성된 동체의 해석이 가능하다. 통합 정식화 보 이론에 기반하여 외피의 두께 및 적층 고려 방법을 제시하였다. 보강재가 고려된 동체에 대해 등가 보강재 층 방법을 적용하여 해석을 수행하였고, 보강재의 제원에 관한 예비 연구 결과를 도출하였으며 상용 프로그램을 이용하여 검증 및 비교를 수행했다.

• 항공우주기술
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• 제8권1호
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• pp.117-131
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• 2009

KSLV-1 1단 후방동체 상부 조합체 상세설계를 수행하였다. 동체 사이징 프로그램으로 기본적인 형상을 결정했다. 체결류 기본설계를 통하여 스킨-프레임, 스트링거-프레임의 체결류 선정하였다. 유한요소 프로그램을 통한 프레임 구조해석 및 인터페이스 확인을 통하여 프레임을 설계하였다. 또한 유한요소 프로그램으로 컷 아웃을 고려한 부분을 해석을 수행하여 구조 안전성을 확인하였다. 전단체결류 설계를 위하여 최대 전단하중에 대한 최대전단응력을 유한요소 방법으로 구하였다. 이러한 동체해석 사이징과 유한요소 및 체결류 선정 프로그램을 사용하여 후방동체 상부조합체의 상세설계를 수행하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제18권4호
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• pp.61-69
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• 2024

최근 항공레저스포츠 분야에 대한 관심이 증가하면서 초경량 항공기의 수요가 증가하고, 이에 대응하여 항공기의 강건한 구조설계의 필요성이 대두되었다. 이를 위해 본 연구에서는 초경량 항공기 프레임 동체의 정적 구조해석과 자유낙하 해석을 진행하였다. 항공기 운용 과정에서 작용하는 하중 조건 및 수직 방향 충돌 조건에 대한 강건 설계와 내추락성을 최대 응력과 안전율을 통해 평가하였다. 이를 위해 유한요소법에 기반한 소프트웨어인 ANSYS Workbench를 사용하였으며, 해석 결과인 응력분포와 변형률을 분석하여 설계한 프레임 동체의 안전성을 점검하였다. 또한, 수직 방향 낙하 충돌 시 발생하는 프레임 동체의 과도한 변형 및 파손 위치를 예측하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.265-270
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• 2010

본 연구에서는 유도무기 동체 내에 고체 추진기관을 삽입하여 장착할 경우 적용할 수 있는 연결장치와 조립체 개념을 제안하였다. 유도탄 동체 내에 추진기관을 삽입하여 장착하는 경우는 동체가 비행중 받는 하중에 더하여 추진기관의 연소에 의해 야기되는 여러 가지 효과 즉, 추력에 의한 축하중, 진동, 연소 중 발생하는 추진기관의 축방향 변형 등을 견디는 구조여야 한다. 본 연구에서 제안된 추진기관 연결장치를 통해 간결하면서도 설계 요구조건을 모두 만족하는 추진기관 장착 시스템을 구성할 수 있었다.