선택한 단어 수는 입니다.
최소 단어 이상 선택하여야 합니다.
최소 단어 이상 선택하여야 합니다.
선택한 단어 수는 30입니다.
최대 10 단어까지만 선택 가능합니다.
최대 10 단어까지만 선택 가능합니다.
문제 정의
- 본 논문에서는 국과연에서 개발한 기본 훈련기(KT-1)에 대하여 국내 최초로 수행한 실기 체내구성시험에 대하여 기술하였다. 기본 훈련기의 내구성 시험은 MIL-STD-1530A[기을 근간으로 관련 MIL-SPEC 의 절차에 의거하여 수행하였다.
- 설계 확정후 피로 취약 부위를 선정하여 내구성해석을 수행하며, 최종적으로 실 기체 시험(full scale durability test)을 통하여 입증하게 된다. 실기체 내구성시험의 목적은 기체 구조가 설계운용수명 동안 충분한 내구성을 가지고 있음을 피로시험을 통하여 최종적으로 확인하고, 설계 단계에서 발견되지 않은 피로 취약부위를 발견하며, 운용시의 검사 및 보수 등에 관한 자료를 확보하는데 있다.
제안 방법
- 주익 내구성 시험 기체에서는 주익 하중과 주착륙장치 하중을 동시에 부가하였다. 그리고 동체/미익부 시험 기체에는 동체, 수평꼬리날개 및 수직꼬리날개가 조립되어 있어 동체 및 꼬리날개시험을 동시에 수행하였다.
- 먼저 기준하중 스펙트럼을 생성하고, 이를 시험 형상을 고려한 시험하중 스펙트럼으로 변환하여 사용한다. 기본 훈련기의 운용계획에 따른 임무분석 결과와 MIL-A-008866B[2]를 적용하여 피로하중 스펙트럼을 해석한 후 실제의 운용 하중 순서를 고려하여 기준하중 스펙트럼을 개발하였다.
- 내구성기체의 시험설치 후 시험 설치 상태를 최종 확인하고, 기준 변형률을 측정하기 위하여 Strain survey 시험을 수행하였다. 기준 변형률은 시험 중 측정되는 변형률의 이상 여부를 확인하기 위한 기준치로 사용된다.
- 압축형 하중부가장치는 주로 기동 하중을 부가할 때 사용되며, 착륙하중 및 엔진 하중은 착륙장치의 모사치구 및 엔진의 모사치구를제작하여 하중을 부가하였다. 내구성시험 기간 동안 시험치구에서 항복 및 피로 파손이 발생하지 않도록 외곽 구조물을 제외한 모든 시험치구 설계시에 충분한 안전율(>5)을 적용하였다. 주익 및 동체/미익부 내구성시험 기체의 시험설치가 완료된 장면을 Fig.
- 2배수명 시험기간 중실 기체 내구성시험에서 발견된 새로운 피로 취약부위는 모두 설계 개선하여 양산 기체에 반영되었다. 내구성시험 동안 시편의 안전성을 모니터하기 위하여 시험 중 변위와 변형률을 측정하였다. 이는 시험 초기의 Strain survey 시험에서 획득한 기준 데이터와 비교하여 기준 데이터에 비해 이상현상이 있을 때는 이상원인을 확인하였다.
- 내구성시험 중 시험자료를 획득하기 위하여 Strain Gage 및 변위 센서를 시험 기체에 부착하였다. 시험 중 실시간으로 측정하는 Strain Gage 및 변위 센서(DT)의 채널수는 Table 2와 같다.
- 시험과 2배수명의 시험을 완료하였다. 또한 2 배수명의 시험 완료 후 임계수명 확인을 위해 2 배수명의 시험을 추가적으로 수행하였다. 최종 4 배수명의 시험을 수행하였으며, 2001년 5월에 주익 및 동체/미익부의 내구성시험을 완료하였다.
- 시험 중 시험 기체의 균열 발생 유 . 무를 확인하기 위하여 2.3절에 구조검사항목에 따라 검사 부위를 선정하고, 검사주기에 맞추어 주기적으로 구조검사를 수행하였다. 일반상태검사는 500 비행 시 간, 상세부위검사는 1,500 비 행시간 및 X-Ray 검사는 5,000 비행시간마다 수행하였다.
- 확인한다. 설계 확정후 피로 취약 부위를 선정하여 내구성해석을 수행하며, 최종적으로 실 기체 시험(full scale durability test)을 통하여 입증하게 된다. 실기체 내구성시험의 목적은 기체 구조가 설계운용수명 동안 충분한 내구성을 가지고 있음을 피로시험을 통하여 최종적으로 확인하고, 설계 단계에서 발견되지 않은 피로 취약부위를 발견하며, 운용시의 검사 및 보수 등에 관한 자료를 확보하는데 있다.
-
1.2 시험설치
시험기체에 작용되는 하중상태가 항공기의 비행 하중 상태와 유사하도록 반 부유식 (semi- floating) 조립 개념으로 시험기체를 설치하였다
. 기본 훈련기의 내구성시험 기체를 지지하고 있는 치구로는항공기의 구조적인 강성 (stiffness)을 고려하여 동체 및 주익 기체를 이용하였다. - 완료하였다. 시험설치 후 Strain Survey 시험 및 구조해석 결과를 검토하여 시험설치 및 시험하중의 신뢰성을 확인하였다. 내구성시험 요구조건인 2배수명 시험 기간 동안 구조검사에서 새로 발견된 피로 취약부위는 모두 설계 개선 후 양산 기체에 반영되었다.
- 이를 감안한 기본 훈련기의 하중 스펙트럼 생성을 위해 비행대비행 스펙트럼 개발 절차를 적용하여 전산 프로그램을 개발하였다.[5] Fig.
- 3절에 구조검사항목에 따라 검사 부위를 선정하고, 검사주기에 맞추어 주기적으로 구조검사를 수행하였다. 일반상태검사는 500 비행 시 간, 상세부위검사는 1,500 비 행시간 및 X-Ray 검사는 5,000 비행시간마다 수행하였다.
- 지상하중으로는 착륙하중, 지상활주, 회전 및 제동 하중이 있지만 시험시간 및 피로손상을 고려하여 착륙하중만 적용하였다. 비행하중으로는 기동 하중(maneuver load) 및 돌풍하중(gust load) 이 있으며, 대칭 및 비대칭 하중을 고려하였다.
- 수행한다. 특별검사는 균열이 발견되었을 때 실시하고, 분리검사는 설계수명시간 마다 시편을 시험 설비에서 분리하거나 부조립체를 분리한 후 실시한다. 2.
대상 데이터
- 이들 하중은 기본 훈련기 기준하중 스펙트럼 산출 프로그램을 통하여 비행대 비행 하중스펙트럼으로 출력 된다. 시험하중 스펙트럼의 1 Blocke 1, 000 비행시간이며, 1 Block의 하중 사이클 수는 주익 38, 510회, 동체/미익부 47, 100회이다.
데이터처리
- 시험기체의 Spar cap과 Longeron 등의 주요부재에 부착한 변형률 게이지 및 변위 센서의 출력 값을 측정하여 해석 결과와 비교하였다. Fig.
이론/모형
- 대하여 기술하였다. 기본 훈련기의 내구성 시험은 MIL-STD-1530A[기을 근간으로 관련 MIL-SPEC 의 절차에 의거하여 수행하였다. 실기체 내구성시험을 통하여 기본 훈련기 전기체 구조가 내구성 요구조건을 만족함을 입증하였다.
- 이는 1,000비행시간에 대한 자료로서, 기본훈련기의 5가지 임무에 대한 복합하중 스펙트럼이다. 돌풍하중 스펙트럼은 Fig. 6과 같고, 불연속 (discrete) 돌풍하중 해석 기법인 ESDU 69023[4]의 자료를 이용하여 산출하였다.
성능/효과
- 2배수명 동안의 내구성시험 후에도 시험 기체는 시험 초기의 강도 및 강성을 유지하고 있었으며, 임계수명에 도달하지 않은 것으로 판단되었다. 따라서 기본 훈련기 기체 구조는 설계수명 (10, 000비행시간) 동안 충분한 내구성을 가지고 있음을 확인하였다.
- 8은 피로 하중해석 결과와 시험하중을 비교한 것으로 피칭 기동 하중 조건에 대한 전단력 선도이다. 그림에 보인바와 같이 해석자료 (ENV) 와 시험하중 (TEST)이 잘 일치하고 있으며, 모든 피로 하중 조건에 대하여 VMT 선도가 서로 일치함을 확인하였다.
- 따라서 기본 훈련기 기체 구조는 설계수명 (10, 000비행시간) 동안 충분한 내구성을 가지고 있음을 확인하였다.
- 그림에서 보는 바와 같이 해석과 시험의변위값 및 변형률이 좋은 일치를 보여주고 있다. 따라서, Actuator의 시험하중은 충분한 신뢰성을 가지고 있으며, 시험설치 상태가 양호함을 확인할 수 있었다.
- 내구성시험 요구조건인 2배수명 시험 기간 동안 구조검사에서 새로 발견된 피로 취약부위는 모두 설계 개선 후 양산 기체에 반영되었다. 또한 추가적으로 수행한 4배수명 시험 완료 후에도 기체구조는 임계수명에 도달하지 않은 것으로 판단되었다.
- 기본 훈련기의 내구성 시험은 MIL-STD-1530A[기을 근간으로 관련 MIL-SPEC 의 절차에 의거하여 수행하였다. 실기체 내구성시험을 통하여 기본 훈련기 전기체 구조가 내구성 요구조건을 만족함을 입증하였다.
- 시험기체에서 1건 발생하였다. 이 균열 부위는 쉽게 검사 가능하므로 운용 항공기의 구조 교범에 반영하여 균열 발생시에 수리하는 것이 바람직할 것으로 판단되었다. 이상과 같이 4배수 명의 내구성시험까지 균열발생 부위수가 적고, 시험 기체의 강도 및 강성 저하가 거의 없었으므로 기본훈련기 기체구조는 임계수명에 도달하지 않은 것으로 판단되었다.
- 내구성시험 동안 시편의 안전성을 모니터하기 위하여 시험 중 변위와 변형률을 측정하였다. 이는 시험 초기의 Strain survey 시험에서 획득한 기준 데이터와 비교하여 기준 데이터에 비해 이상현상이 있을 때는 이상원인을 확인하였다. Fig.
- 이 균열 부위는 쉽게 검사 가능하므로 운용 항공기의 구조 교범에 반영하여 균열 발생시에 수리하는 것이 바람직할 것으로 판단되었다. 이상과 같이 4배수 명의 내구성시험까지 균열발생 부위수가 적고, 시험 기체의 강도 및 강성 저하가 거의 없었으므로 기본훈련기 기체구조는 임계수명에 도달하지 않은 것으로 판단되었다.
- 주익의 기준하중 스펙트럼은 대칭 기동하중 조건 12종, 비대칭 기동하중조건 40종, 착륙하중 조건 109종 및 Flap 하중조건 3종 등 총 164종으로 구성되어 있다. 그리고 동체/미익부의 경우는 대칭 기동하중조건 12종, 비대칭 기동하중조건 40 종, 착륙하중조건 104종, Flap 하중조건 3종, 스핀 하중조건 5종 및 요잉(yawing) 하중조건 20종 등 총 184종으로 구성되어 있다.
- 6건 발견되었다. 총 6건 중 주익 시험 기체에서 1건의 피로균열이 발생하였으며, 동체/미익부시험기체에서 5건의 피로균열이 발생하였다. Fig.
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.