본 논문에서는 철근 콘크리트 구조물에서 동일한 철근량을 가질 때 철근의 직경 및 배근 간격에 따른 구조물의 균열 형상 비교를 수행한다. RBSN 모델을 이용하여 철근 직경이 작고 배근 간격이 작을수록 미세한 균열이 발생하는 경향을 확인하였다. 구조물의 내구성을 위해 폭이 크지만 균열의 개수가 적은 것보다 많은 수의 미세한 균열이 구조물에는 더욱 바람직하다는 것을 확인하였다.

재료의 성능향상을 위해 만들어진 복합재료에는, 재료간의 이질성에 의하여 두 물질이 맞닿아 있는 경계면이 형성된다. 이러한 철근의 분할 부위를 평행한 두개의 철근으로 겹쳐 설치하는 것을 겹이음(Lap splice)이라고 부른다. 본 연구에서는 rigid-body-spring network의 내부에 존재하는 interace link element의 비선형성을 고려하고, 복합재료의 대표적인 예라 할 수 있는 철근 콘크리트 구조물 내에서 해석하였다. 철근 콘크리트 내의 RBSN 모델을 기반으로, 즉 콘크리트는 RBSN 요소로, 철근은 beam-column element, 그리고 경계면은 interfacial link element로 모델링 된다. 제안된 구성 관계식의 매개 변수는 각 철근에 따라 컴퓨터 시뮬레이션으로 더 효과적이고 정확한 겹이음 설계가 가능할 것으로 판단하고, 실제 해석 결과가 있는 값과 비교하여 검증하였다.

In this paper, two type of wing shapes used in human powered aircraft are examined. Coefficients for lift , drag and moment is calculated by EDISON airfoil DB creation software. Stiffness matrices and mass matrices are computed by EDISON thin-walled composite material beam analysis. To obtain the tip displacements, these matrices were used as stiffness matrices and mass matrices for each node. Both straight wing shape and tapered wing shape follow the displace limit of the wing tip. Since straight wing shape shows little displacement rather than tapered wing shape straight shape wing is more efficient shape for human powered aircraft.

현재 상용되어 있는 헬멧을 보면 내부 보강재가 대부분 스티로폼으로 되어있다. 헬멧은 내부보강재인 스티로폼이 대신 변형이 일어나면서 충격을 흡수하는 원리를 이용하고 있다. 이 프로젝트는 내부보강제를 스티로폼 대신 초탄성 재료인 Mooney-Rivlin를 이용한 Sandwich Structure로 설계하여 EDISON 해석 S/W 와 상용프로그램을 이용하여 해석하여 최적의 변위 이동과 그에 따른 응력을 분석한다.

4차 산업혁명 시대가 도래하면서 로봇과 인간의 상호작용이 중요한 안건이다. 사람과 로봇의 물리적 접촉이 증가하며 고성능 로보틱 스킨의 필요성이 대두되었다. 따라서 해상도가 높은 부드러운 재질의 센서가 필요하여 이를 개발하기 위한 연구가 진행되고 있다. 연구진행과정에서 힘을 가했을 경우 변위, 전류 등을 동시에 측정하기 힘든 문제가 있다. 따라서 유한요소해석을 통해 기판에 힘을 가했을 경우 변위를 구한다. 그리고 기판의 디자인을 바꿈으로써 간섭이 줄어드는 더 나은 구조의 기판을 제시한다. 유한요소해석을 통해 제시된 기판은 더 나은 성능을 보이고 간섭이 줄어든 것을 볼 수 있다.

본 논문에서는 헬리콥터의 전진비행시 발생하는 허브 진동 하중 저감을 위해 설계된 능동 뒷전 플랩이 장착된 SNUF 블레이드의 무베어링 메인 로터 적용 설계에 대해 연구한다. 이를 위해 EDISON의 박벽 복합재료 회전보 진동해석 프로그램(CORBA77_MEMB)을 이용하여 유연보의 단면 설계가 이루어지며, 다물체 동역학 해석 프로그램 DYMORE를 이용하여 단면 설계에 따른 전진비행 조건에서의 블레이드 동특성 및 능동 뒷전 플랩을 이용한 하중 제어의 특성을 연구한다.

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 연구에서는 초대형 풍력발전기 블레이드의 질량감소를 위한 최적설계연구를 수행하였다. 효율적인 최적화 수행을 위해 블레이드를 2차원의 여러 단면과 1차원의 보 구조물로 분리하였다. 2차원 단면해석결과의 신뢰성을 검증하기 위해, 단면해석결과를 바탕으로 제작한 1차원 보 모델과 블레이드의 2차원 쉘 유한요소모델의 거동을 동일 조건에서 비교하였고, 두 모델의 거동이 서로 유사함을 확인하였다. 1차원 보 모델에 기초하여 2차원 단면들의 벽의 두께와 재료를 변경하며 기준형상대비 블레이드의 질량감소와 블레이드 끝단과 타워 간의 여유거리를 확보할 수 있는 최적형상을 탐색하였다. 그 결과 기준형상대비 블레이드의 질량과 굽힘변위가 상당히 감소된 디자인을 도출할 수 있었다.

무작위 격자 모델의 일종인 Rigid-Body-Spring-Network 모델을 이용하여 노치가 존재하는 콘크리트의 파괴 거동을 해석을 진행하였으며, 실제 실험 결과와 균열 패턴 및 변위-하중 그래프 비교를 통해서 해석 모델의 파괴 메커니즘의 적절성을 확인하였다.

고세장비(high aspect-ratio) 항공기의 특징을 지닌 인간동력항공기는 날개 끝 단의 변위(bending) 및 비틀림 각(torsion)을 최소화 하기 위하여 익형(airfoil) 및 단면 형상의 최적화가 필요하다. 이에 대해 본 논문에서는 단면 형상을 고정한 후, 날개 길이 방향으로의 붙임각(incidence angle)을 변경함으로써, 날개 끝 단의 굽힘 변위의 최소화를 시도하였다. 본 논문은 첨단사이언스 교육허브(EDISON) 사업에서 개발된 구조동역학 및 전산열유체 해석 프로그램을 사용하였다. 날개 방향으로 적절한 음수의 붙임각으로 설계할 경우 기존 형상 대비 낮은 굽힘 변위를 갖는 항공기를 설계할 수 있다.

본 연구에선 인간 동력 항공기의 주익을 익형 내부에 두 개의 web이 포함된 박벽 보로 간략화했으며, 끝단 변형 최소화를 목적으로 구조 최적화를 수행하였다. 최적화에는 반응표면분석기법을 통한 회귀분석이 수행되었다. 회귀 분석을 위해 필요한 실험데이터 확보는 Edison solver을 이용한 공력∙구조 수치 해석을 통해 진행되었다. 통계적 모형을 통한 최적화 변수 예측 결과와 공력∙구조 수치 해석 결과를 비교해 검증을 하였으며, 더 높은 정확성을 위한 향후 연구 진행 방향을 제시한다.

본 논문에서는 인간동력항공기 주익의 구조적 강건성 및 끝단 안정화 연구를 수행한다. 저속비행과 고세장비의 특징을 가지는 인간동력항공기는 기계적 동력이 존재하지 않아 가벼운 중량으로 이루어져야 한다. 따라서 주익의 중량에 제한이 있으며 일정이상의 양력이 필요로 한다. 이에 본 연구에서는 주익의 구조적 강건성과 필요 양력을 만족하는 최적 설계 기법과 주익의 끝단 안정화 연구를 수행하였다. 익형의 단면 물성치를 도출을 위한 EDISON의 박벽 복합재료 회전보 진동해석 프로그램(CORBA77_MEMB)과 주익의 끝단 해석을 위해서 EDISON의 기하학적 정밀 보(Geometrically Exact Beam 이하 GEB) 해석 프로그램을 이용했다. 해석 결과, 최적 설계를 통해 주익의 구조건 강건성과 필요 양력을 만족했으며 웹의 위치에 따른 끝단 안정화의 경향성을 확인했다.

본 논문에서는 익형 및 단면 형상에 따른 날개의 끝단 변위 연구를 수행한다. 현대의 항공기는 높은 공기역학적 효율이 요구되면서, 얇고 고세장비의 날개를 사용하기 시작됐다. 하지만 고세장비 날개에는 필수적으로 대변형 및 공탄성적 불안정성이 나타나게 된다. 이를 해결하기 위하여 현대의 항공기에는 설계단계에서 체계적인 구조해석을 거치게 되며 복합재료가 적극적으로 활용되고 있다. 이에 맞춰 본 연구에서는 EDISON의 복합재료를 해석할수 있는 박벽 복합재료 회전보 진동 해석 프로그램(CORBA77_MEMB)과 대변형 및 구조적 비선형성을 고려할 수 있는 구조해석 프로그램, Geometrically Exact Beam(GEB)을 사용하여 구조해석을 진행하였다. 해석 결과 항공기 주익의 최소변형은 1개의 날개보가 항공기 날개의 34%지점에 위치했을 때 나타났다.

본 연구는 36개의 spoke를 갖는 radial spoke wheel의 구조적 안정성을 알아보기 위하여, spoke의 배열을 달리함으로써 어떠한 배열에서 최대 VON-MISES 응력이 최소가 되는지 분석해보았다. 3차원 모델링 이후 유한요소법을 이용하여 상용프로그램인 ADINA를 통해 해석하고, 구해낸 변위 값을 EDISON CSD의 Hyperelastic Deformation with Mooney-Rivlin Model Analysis SW에 입력 후 각각의 모델에 대한 VON-MISES 응력을 도출해 내었다. 이들 간의 비교를 통해 최대 VON-MISES 응력이 최소인, 즉 가장 구조적으로 안정한 radial spoke wheel을 찾아내었다.

Rubber Bushing은 자동차 혹은 여러 가지 기계의 진동을 줄이기 위해 광범위하게 사용된다. 기존 차량에서 사용되고 있는 G부싱을 기준으로 선정한 뒤, 다양한 목적에 맞는 필요 강성을 설정한다. 또한 대변형을 고려하여 G부싱의 임계 응력 값보다 작은 값을 필요로 하는 제한 조건을 따르게 한다. 재료는 천연 고무의 Mooney-Rivlin 계수를 적용하여 고무의 초탄성 거동을 Edison을 사용한 유한요소해석을 통해 수행한다. 변수는 기존 G부싱의 파라미터화와 민감도 분석을 통해 결정한다. 본 논문은 제한조건과 목표 강성을 만족하도록 유한요소해석을 이용한 형상 최적화 설계 방법을 제안한다.

본 논문의 목표는 차량의 서스펜션에 작용하는 횡력을 저감하는 코일 스프링을 역설계 하는 것이다. 코일의 형상을 유한요소법(FEM, Finite Element Method)으로 해석하고, 벡터 계산을 통한 실제 스프링에 걸리는 횡력 값과 EDISON 프로그램의 결과값들을 비교하여 서스펜션에 작용하는 횡력을 최대한 저감하는 스프링을 설계한다. 이때 횡력을 Side Load라고 하며 결과적으로 본 논문에서 설계한 스프링은 횡력을 90% 이상 저감하는 것과 더 나아가 Morrow 피로수명식과 S-N선도(S-N curve), 고유진동수(Natural Frequency) 식을 적용하여 2317.7kg의 피로한도 하중 및 1.19~1.59Hz의 승차감을 보여주므로 실제차량 도입에 합리성을 보인다.

현재 주로 사용되고 있는 공기압 타이어는 펑크 현상이 발생 하거나 우주 환경 같이 공기압을 유지하기 힘든 상황에서는 사용하는데 제약이 있다. 본 논문에서는 이러한 문제를 해결할 수 있는 비공기압 타이어를 설계했다. 비공기압 타이어 Spoke의 여러 형상을 찾아 유한요소 해석 프로그램을 이용하여 변위에 따른 반력 시험을 진행했고 이중 최적의 비강성 및 응력분포를 가지는 형상을 찾았다. 선정된 모델 형상의 곡률 반경, 두께, 패턴 수를 변수로 하여 Spoke 형상을 최적화 했다.

물질의 기계적인 특성을 알기 위한 간단한 실험인 인장실험에서는 탄성과 소성 소변형 그리고, 소성 대변형의 과정이 모두 발생하기 때문에 내부의 응력 분포를 쉽게 알기는 어렵다. 따라서 이러한 내부 응력 분포를 알아보기 위해서는 유한요소해석법을 사용한다. 본 논문에서는 EDISON 프로그램인 CSD-EPLAST와 2d-continuum을 이용하여 인장 실험을 시뮬레이션 해보고, 이 결과를 실제 실험 결과와 비교해 본 후 내부 응력의 분포를 알아보았다. 또한 이 인장 실험은 소성 대변형을 알아보기 위한 유한요소해석에 대한 예시로써 쓰일 수 있기 때문에, 다른 유한요소해석 실험에도 쓰일 수 있다는 점을 보였다.

스텐트란 막힌 혈관 부위에 삽입하여 그 흐름을 정상화 시키는 원통형 금속 그물망 형태의 의료용 기구로 특히, 관상 동맥 질환 치료에 많이 사용된다. 하지만 이러한 스텐트는 시술 후에도 혈관과 스텐트의 거동 불일치로 인해 재협착 문제가 빈번히 발생한다. 이러한 문제를 해결하기 위해 약물 치료 방법 등을 사용하지만, 이 또한 부작용이 있으며 스텐트의 구조를 바꾸며 실험하기에는 비싼 제작 가격과 풍부한 임상 실험이 필요하여 문제 해결이 쉽지 않다. 따라서 본 논문에서는 재협착 문제 개선을 위해 2가지 요인에 대해 유한요소해석을 진행하였다. 먼저 혈압이 벽면에 가압 될 때, 혈관이 혈류 방향으로 팽창하는데 착안하여 음의 푸아송비 거동의 Anti-tetra 구조를 스텐트 구조에 적용하여 현재 상용화 된 스텐트 보다 구조적 이점이 있음을 확인하였으며, 금속 접촉 면적 비 또한 상용화 된 스텐트의 범위 내에 있음을 보였다. 이를 통해 본 논문에서 제시된 스텐트 구조가 재협착 문제를 예방하는데 강점이 있음을 증명하였고, 음의 푸아송비 구조를 가지는 다양한 chiral 구조를 활용하여 개인 맞춤형 (tailored) Meta-structure 스텐트로 최적화 해 나갈 계획이다.