본 논문에서는 Stainless 자를 이용한 실험을 통해 고유진동수와 모드형상의 절점의 위치를 확인하였다. 정확한 고유진동수와 절점 위치의 검증을 위해 실험해를 EDISON Software(CORBA77_MEMB)의 값과, NASTRAN의 값, 그리고 이론해와 비교하였다. 또한 같은 모델을 자유보로 설정하여 추가적인 비교 분석을 진행하였다. 그 결과, NASTRAN의 값과 EDISON Software의 값, 그리고 이론해는 서로 매우 근사한 반면, 실제 실험을 통한 실험값과는 차이가 발생함을 확인하였다.

본 논문에서는 무인항공기 주익의 구조적 안정성을 높이기 위해 주익의 내부 및 외부 형상의 변경을 통한 최적 단면 형상을 찾는 연구를 수행하였다. 최적설계연구 과정에서 EDISON 전산 열 유체 및 구조 동역학 웹페이지에 소개된 프로그램들을 다수 활용하였다. 전산 열 유체 프로그램을 통해 익형을 선정하였고, 구조 동역학 프로그램을 사용하여 전단중심과 강성행렬을 확인하였다. 단면해석 결과를 바탕으로 최적화를 한 결과 기준 형상에 비해 공력중심과 전단중심 사이의 거리를 줄이면서 무게는 2.16% 감소하고, 굽힘 강성은 40.31% 높여 구조적 안정성을 높이는 디자인을 도출해낼 수 있었다.

이 논문에서는 워핑 구속조건이 박벽 구조물의 비틀림 거동에 주는 효과를 확인하였다. Vlasov torsion theory를 통해 얻은 이론해 및 EDISON SW의 해석해를 St.Venent torsion theory를 통해 얻은 이론해와 비교하는 방법으로 그 영향을 확인하였다. 이를 통해 Clamped end조건이 단면의 형상 및 단면의 세부 파라미터에 따라 단면의 워핑발생을 제한하여 비틀림거동에 큰 영향을 미칠 수 있음을 확인했다.

"본 연구에서는 유한요소법 기반의 단면 특성치 해석 프로그램인 EDISON Software ‘KSec2D-AE’의 정확성을 검증함으로써, 학부 수준의 비행체 구조해석 및 설계 시 활용가능성을 제시하고자 한다. 이를 위하여, 다양한 요소를 적용해가며 ‘KSec2D-AE’ 로부터 계산된 단면강성계수 결과의 요소개수에 따른 수렴성을 확인하였다. 또한 상용 구조해석프로그램인 ‘MSC NASTRAN’ 으로부터 구한 하중-변위 계산식을 통해 얻어진 강성계수와 비교하고, 하중을 적용하였을 시 각 중심치(tension center, shear center, principal bending axes)의 특성에 부합하게 구조물이 거동하는지 확인함으로써 ‘KSec2D-AE’의 단면강성계수 및 중심치 결과를 검증하였다. 그 결과를 통하여 ‘KSec2D-AE’ 프로그램의 유용성을 확인하였다."

In this paper, an optimization study on a helicopter rotor blade cross-section was made. Generalization was made to the baseline cross-section to simplify the analysis. To have better performance in aeroelastic response, with the aerodynamic center being the origin of the baseline, the distance between aerodynamic center and shear center, and the distance between mass center and shear center of the blade were minimized. For efficient searching of optimum solutions over the design space, grid search method, which is a method of graphical search was used. Two design variables, radius of balancing weight at leading edge, and offset of the spar from leading edge were selected for the study. Cubic spline interpolation method was used to accommodate searching of the optimum solution. 2-Leveled searching system was devised in accordance with the interpolation method. Optimum solution was found to show 6% decrease in both distance between aerodynamic center and shear center, and mass center and shear center to the baseline.

Recently, carbon fiber-reinforced composite is widely used in many aerospace applications. Among most of the aerospace vehicles, human-powered aircraft essentially uses it for minimizing the weight of the vehicle and gaining high stiffness to increase its efficiency. In this paper, main wing spar of the human-powered aircraft is investigated. Finite element models were created based on the baseline model built in 2013 to make analysis of cross-section of the spar with varying ply angles of each layer of the spar. Objective function, which is affected from bending rigidity, torsional rigidity, and strength ratio, was evaluated for every cases. The model of 2013 and present cases were put into comparison by values evaluated from objective function. From the comparison, it was concluded that there are more chances to improve the baseline model to make the vehicle better in stiffness and weight than the model of 2013.

In this paper, we write about EDISON program. We study about where to use this program. We can use this program for FEA naturally. But we study that using this program in class. Many students can't understand many machanics of materials' problem. They want to see image such as change of beam. It can help students to understand many problem. We can use ANSYS or Abaqus. But EDISON program is better for students because of it is freeware. In this paper, I write two problem. One is peak stress of basic beam, another is shearing stress flow of I-beam. On the basis of this, EDISON program will be widely used.