헬리콥터 RTM(Resin Transfer Molding)복합재 토크링크 피로수명 해석 Analysis of Fatigue Life for Helicopter RTM(Resin Transfer Molding) Composite Torque Link Structure원문보기
무게나 원가절감, 적층 각 및 적층순서에 따라 적절한 강도와 강성을 갖는 구조로 설계할 수 있다는 장점에 따라 항공분야 뿐만 아니라 여러 분야에서 복합재료에 대한 관심이 점차 증폭되고 있다. 최근 RTM(Resin Transfer Molding)공법이 도입되면서 형상이 복잡하고 두꺼운 3차원 형상의 부품들도 복합재 구조로 대체하는 설계 개발이 시도되고 있다. 그러나 복합재 구조는 파괴특성이나 피로하중에 대한 손상 거동이 매우 복잡하여 항공기 복합재 부품의 경우 피로하중에 대한 부품 구조의 신뢰성 있는 피로 내구성 평가가 요구된다. 이러한 배경으로 본 연구에서는 현상론적 접근법으로 알려진 강도저하 모델을 적용하여 최근 국내 연구기관에서 형상설계를 수행한 바 있는 헬리콥터 RTM ...
무게나 원가절감, 적층 각 및 적층순서에 따라 적절한 강도와 강성을 갖는 구조로 설계할 수 있다는 장점에 따라 항공분야 뿐만 아니라 여러 분야에서 복합재료에 대한 관심이 점차 증폭되고 있다. 최근 RTM(Resin Transfer Molding)공법이 도입되면서 형상이 복잡하고 두꺼운 3차원 형상의 부품들도 복합재 구조로 대체하는 설계 개발이 시도되고 있다. 그러나 복합재 구조는 파괴특성이나 피로하중에 대한 손상 거동이 매우 복잡하여 항공기 복합재 부품의 경우 피로하중에 대한 부품 구조의 신뢰성 있는 피로 내구성 평가가 요구된다. 이러한 배경으로 본 연구에서는 현상론적 접근법으로 알려진 강도저하 모델을 적용하여 최근 국내 연구기관에서 형상설계를 수행한 바 있는 헬리콥터 RTM 착륙장치 복합재 토크링크 구조의 피로수명 해석을 수행하였다. 피로수명 평가를 위하여 우선 하중스펙트럼을 구성하여야 하는데 이를 위해 토크링크 연결핀 작용하중 데이터를 기초로 확률적 랜덤처리 기법으로 모사하중스펙트럼을 구성하였고 토크링크 구조의 유한요소해석을 통하여 가장 취약부에서의 국부응력 스펙트럼을 산출하였다. 또한 국부응력 사이클에 따라 잔여강도저하 및 파손확률을 변화 거동 계산에 필요한 강도저하 모델파라미터를 얻기 위하여 토크링크 적층 재료의 기초 피로물성 시험을 수행하였다. 이와 같이 얻어진 국부응력스펙트럼과 강도저하 모델파라미터를 입력 자료로 잔여강도 및 파손확률 변화거동을 해석한 결과 1000 블록스펙트럼에 해당하는 비행시간 후 잔여강도가 약 23% 감소하며 피로파손 확률은 50%에 도달하는 것으로 나타났다. 따라서 설계수명을 10,000 비행시간으로 취하고 미연방항공규정(FAR)의 감항안전 기준으로 제시하는 안전율 4를 적용했을 때 충분한 피로수명을 가지는 것으로 나타났으며 다소 과도한 설계로 적층 수나 치수를 감소시킬 필요가 있는 것으로 나타났다.
무게나 원가절감, 적층 각 및 적층순서에 따라 적절한 강도와 강성을 갖는 구조로 설계할 수 있다는 장점에 따라 항공분야 뿐만 아니라 여러 분야에서 복합재료에 대한 관심이 점차 증폭되고 있다. 최근 RTM(Resin Transfer Molding)공법이 도입되면서 형상이 복잡하고 두꺼운 3차원 형상의 부품들도 복합재 구조로 대체하는 설계 개발이 시도되고 있다. 그러나 복합재 구조는 파괴특성이나 피로하중에 대한 손상 거동이 매우 복잡하여 항공기 복합재 부품의 경우 피로하중에 대한 부품 구조의 신뢰성 있는 피로 내구성 평가가 요구된다. 이러한 배경으로 본 연구에서는 현상론적 접근법으로 알려진 강도저하 모델을 적용하여 최근 국내 연구기관에서 형상설계를 수행한 바 있는 헬리콥터 RTM 착륙장치 복합재 토크링크 구조의 피로수명 해석을 수행하였다. 피로수명 평가를 위하여 우선 하중스펙트럼을 구성하여야 하는데 이를 위해 토크링크 연결핀 작용하중 데이터를 기초로 확률적 랜덤처리 기법으로 모사하중스펙트럼을 구성하였고 토크링크 구조의 유한요소해석을 통하여 가장 취약부에서의 국부응력 스펙트럼을 산출하였다. 또한 국부응력 사이클에 따라 잔여강도저하 및 파손확률을 변화 거동 계산에 필요한 강도저하 모델파라미터를 얻기 위하여 토크링크 적층 재료의 기초 피로물성 시험을 수행하였다. 이와 같이 얻어진 국부응력스펙트럼과 강도저하 모델파라미터를 입력 자료로 잔여강도 및 파손확률 변화거동을 해석한 결과 1000 블록스펙트럼에 해당하는 비행시간 후 잔여강도가 약 23% 감소하며 피로파손 확률은 50%에 도달하는 것으로 나타났다. 따라서 설계수명을 10,000 비행시간으로 취하고 미연방항공규정(FAR)의 감항안전 기준으로 제시하는 안전율 4를 적용했을 때 충분한 피로수명을 가지는 것으로 나타났으며 다소 과도한 설계로 적층 수나 치수를 감소시킬 필요가 있는 것으로 나타났다.
Recently interest in using composite materials in various fields not even in aerospace is more increasing because of the merits that can reduce weight, cost and enhance strength and stiffness ratio to weight as a result of tailoring designs of lay-up sequences and fiber angles according to necessiti...
Recently interest in using composite materials in various fields not even in aerospace is more increasing because of the merits that can reduce weight, cost and enhance strength and stiffness ratio to weight as a result of tailoring designs of lay-up sequences and fiber angles according to necessities. As a new manufacturing technology, named RTM(Resin Transfer Molding) has been being introduced, many of metal parts which have complicated 3-D shapes so that difficult to be used the laminated composite materials, are now being attempted to change to composite structures. But as their mechanisms and behaviors of failure and fatigue damage are so complicated, it is required for the composite structures which are applied to aeronautical vehicles including rotorcrafts, to be evaluated reliable fatigue lifes and durabilities. On these backgrounds, this study contributed to analyze the fatigue life of RTM(Resin Transfer Molding) composite torque link structure which is one of the constituted parts of helicopter landing gear and its configuration design has been carried out by a national research institute. For this study purpose, first a simulated load spectrum was generated using probabilistic random process on the basis of landing load data given by a national research institute, and local stress spectrum was obtained by finite element analysis of torque link structure. And a series of material fatigue tests were also performed for RTM laminate to obtain the strength degradation parameters which need as input data to compute the strength degradations and failure probabilities. In conclusions, after 1000 block spectrum of flight time residual strength is reduced to 23% and probability of failure is reached to 50%. So in the condition that margin of safety is 4, proposed by FAR, it turns out the designed torque link structure has enough fatigue life and durability. In addition, it can be commented that some sizing reducing will be available.
Recently interest in using composite materials in various fields not even in aerospace is more increasing because of the merits that can reduce weight, cost and enhance strength and stiffness ratio to weight as a result of tailoring designs of lay-up sequences and fiber angles according to necessities. As a new manufacturing technology, named RTM(Resin Transfer Molding) has been being introduced, many of metal parts which have complicated 3-D shapes so that difficult to be used the laminated composite materials, are now being attempted to change to composite structures. But as their mechanisms and behaviors of failure and fatigue damage are so complicated, it is required for the composite structures which are applied to aeronautical vehicles including rotorcrafts, to be evaluated reliable fatigue lifes and durabilities. On these backgrounds, this study contributed to analyze the fatigue life of RTM(Resin Transfer Molding) composite torque link structure which is one of the constituted parts of helicopter landing gear and its configuration design has been carried out by a national research institute. For this study purpose, first a simulated load spectrum was generated using probabilistic random process on the basis of landing load data given by a national research institute, and local stress spectrum was obtained by finite element analysis of torque link structure. And a series of material fatigue tests were also performed for RTM laminate to obtain the strength degradation parameters which need as input data to compute the strength degradations and failure probabilities. In conclusions, after 1000 block spectrum of flight time residual strength is reduced to 23% and probability of failure is reached to 50%. So in the condition that margin of safety is 4, proposed by FAR, it turns out the designed torque link structure has enough fatigue life and durability. In addition, it can be commented that some sizing reducing will be available.
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