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.
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.
Composite materials are used for main structural components of aircraft fuselage such as skin, stringer and frame to reduce weight. Failure and buckling analysis of the composite fuselage components have been done for structural design. The loads of MD90-30 are applied to each component. Various sha...
Composite materials are used for main structural components of aircraft fuselage such as skin, stringer and frame to reduce weight. Failure and buckling analysis of the composite fuselage components have been done for structural design. The loads of MD90-30 are applied to each component. Various shapes of section such as I, Z and T-type are chosen as candidate composite stringer and frame. The analysis results of composite fuselage components are compared according to ply-angle and ply-number, and the section type. The numerical results shows that ply-angle and ply-number have important effects on failure caused by axial load for the frame are important design parameters of composite fuselage components. This study suggests several design tips for composite fuselage components.
Composite materials are used for main structural components of aircraft fuselage such as skin, stringer and frame to reduce weight. Failure and buckling analysis of the composite fuselage components have been done for structural design. The loads of MD90-30 are applied to each component. Various shapes of section such as I, Z and T-type are chosen as candidate composite stringer and frame. The analysis results of composite fuselage components are compared according to ply-angle and ply-number, and the section type. The numerical results shows that ply-angle and ply-number have important effects on failure caused by axial load for the frame are important design parameters of composite fuselage components. This study suggests several design tips for composite fuselage components.
* AI 자동 식별 결과로 적합하지 않은 문장이 있을 수 있으니, 이용에 유의하시기 바랍니다.
문제 정의
본 연구는 항공기 동체 주 구조물의 설계조건을 만족하는 복합재료 부품을 설계 개발하는 것으로 세미모노코크 구조를 갖는 기존 항공기 동체의 주 구조를 이루는 스킨, 스트링거, 프레임을 복합재 료부재 로 대 체 하여 유한요소해석을 수행 하였다. 기존의 항공기 하중자료[6, 7, 8]를 복합재료 부재에 적용하여 복합재료 부재의 단면형상과 적층 각, 적층수에 따른 응력해석, 파손, 좌굴해석을 통해 위의 변수(단면형상, 적층수, 적층각) 들에대한 각 복합재료 부재의 특성을 알아보고 기존 알루미늄 부재와의 경량성을 비교하여 설계하고자 한다.
본 연구에서 항공기 동체의 주 구조물을 이루는 스킨, 스트링거, 프레임에 대하여 실제 기존 항공기의 하중자료를 가지고 복합재료 부재에 적용, 부재의 type과 적층각, 적층수에 따른 응력해석, 파손, 좌굴해석을 통해 각 변수들에 대한 복합재료 부재의 특성을 알아 보았다.
제안 방법
Fig. 1에서 나타난 바와 같이 스트링거 부재는 인장과 압축하중만을 받고 있으며, 이에 대해 파손 및 좌굴 해석을 수행하였다. 스트링거의 단면 형상은 1-type, Z-type, T-type 3개 단면의 보로선정하여 해석하여 비교하였고, 웹, 플렌지 모두 1 in를 기준으로 하였다.
각 복합재료부재는 MD90-30의 기존 알류미늄부재의 단면적을 기준으로 모델링 하였으며, 스트링거, 프레임은 보 형태의 I-type, Z-type, T-type 3개의 단면형상을 선정하여 해석하고 비교하였다. 스트링거, 프레임 부재의 단면 치수는 기존 알류미늄 부재의 단면적 및 적용하중을 고려하여 스트링거는 웹, 플렌지 모두 각 1 in, 프레임은 각 1.
기존의 항공기 하중자료[6, 7, 8]를 복합재료 부재에 적용하여 복합재료 부재의 단면형상과 적층 각, 적층수에 따른 응력해석, 파손, 좌굴해석을 통해 위의 변수(단면형상, 적층수, 적층각) 들에대한 각 복합재료 부재의 특성을 알아보고 기존 알루미늄 부재와의 경량성을 비교하여 설계하고자 한다.
단면형상에 따른 특성을 알아보기 위해 각 type의 스트링거가 같은 단면적을 가지고 있을 때 인장과 압축 파손 및 좌굴의 특성을 단면형상에 대해 비교해 보았다(I-type 및 Z-typee 12층, T- typee 18층). Fig.
또한 기존의 알류미늄 부재와의 비교를 통해 주어진 설계조건을 만족하는 경량화 복합재료 항공기 동체 부품의 설계를 할 수 있었다.
1과 같이 스킨, 스트링거, 프레임으로 나누어지며, 동체의 하중에 대해 스킨은 전단력, 비틀림, 스트링거와 프레임은 축방향의 하중과 굽힘모멘트 그리고 스킨의 전단좌굴 방지를 담당하도록 설계되어진다. 본 연구의 복합재료 부재 해석에 적용된 하중 및 부재 치수는 기존 MD 90-30 항공기의 하중자료[6, 7, 8]를 바탕으로 적용하였으며 각 부재해석에 적용된 하중은 동체의 각 부재 하중자료 중 스킨이 받는 전단 흐름이 가장 크고 동체의 길이 방향으로 연속성이 있는 부재를 선택하여 가장 극한 하중을 복합재료 부재에 적용하였다. Fig.
선정된 프레임 부재의 하중은 Fig. 1에 나타난 바와 같이 3가지의 경우이고 각 경우에 대해 파손 및 좌굴 해석을 수행하였다. 프레임은 스킨과 마찬가지로 곡률을 갖고 있으며, 단면형상은 스트링거의 경우와 마찬가지로 I-type, Z-type, T-type 3개 단면의 보로 선정하여 해석하여 비교하였고, 웹, 플렌지 모두 1.
스트링거, 프레임 부재의 단면 치수는 기존 알류미늄 부재의 단면적 및 적용하중을 고려하여 스트링거는 웹, 플렌지 모두 각 1 in, 프레임은 각 1.5 in를 기준으로 하여 적층수, 적층 각에 따른 해석을 수행하였다. 해석시 각 부재의 구속조건은 적용하중에 대한 단순지지를 기준으로 하였다.
1에서 나타난 바와 같이 스트링거 부재는 인장과 압축하중만을 받고 있으며, 이에 대해 파손 및 좌굴 해석을 수행하였다. 스트링거의 단면 형상은 1-type, Z-type, T-type 3개 단면의 보로선정하여 해석하여 비교하였고, 웹, 플렌지 모두 1 in를 기준으로 하였다. Fig.
해석시 각 부재의 구속조건은 적용하중에 대한 단순지지를 기준으로 하였다. 적층각은 부재 모두 uni-direction (UD)[0], cross-ply(CP), angle-ply(AP)[30, 45, 60], quasi-isotropic(QI)의 6가지 경우를 고려하였으며, 각각의 경우 모두 대칭적층이다. 해석에 사용된 복합재료는 HFG CU-125NS이다.
프레임 단면형상에 따른 특성을 알아보기 위해각 type의 프레임이 같은 단면적을 가지고 있을 때 인장과 압축파손 및 좌굴의 특성을 단면 형상별로 비교해보았다(I-type, Z-typee 40층, T-type 은 56층). 인장과 압축파손의 경우 I-type이 다른 두 형상에 비해 좋은 결과를 보이며, 모멘트에 의한 파손의 경우는 Z-type이 비교적 좋은 결과를 보인다.
1에 나타난 바와 같이 3가지의 경우이고 각 경우에 대해 파손 및 좌굴 해석을 수행하였다. 프레임은 스킨과 마찬가지로 곡률을 갖고 있으며, 단면형상은 스트링거의 경우와 마찬가지로 I-type, Z-type, T-type 3개 단면의 보로 선정하여 해석하여 비교하였고, 웹, 플렌지 모두 1.5 in를 기준으로 하였다. Fig.
5 in를 기준으로 하여 적층수, 적층 각에 따른 해석을 수행하였다. 해석시 각 부재의 구속조건은 적용하중에 대한 단순지지를 기준으로 하였다. 적층각은 부재 모두 uni-direction (UD)[0], cross-ply(CP), angle-ply(AP)[30, 45, 60], quasi-isotropic(QI)의 6가지 경우를 고려하였으며, 각각의 경우 모두 대칭적층이다.
해석에 사용된 복합재료는 HFG CU-125NS이다. 해석은 유한요소 프로그램인 ANSYS를 사용하였고, 복합재료 유한요소는 구속조건 및 하중의 적용, 중첩 등을 고려하여 8절점 3자유도를 갖는 고체 요소를 사용하였다. 그리고 파손해석은 최 대응력 판정법(1)을 사용하였으며, 선형 좌굴 해석을 수행하였다.
2와 같고, 요소의 수는 2, 000개 절점의 수는 3, 213개이다. 해석은 주어진 전단 하중에 대한 파손 및 좌굴과 스킨의 길이 방향, 원주방향의 하중에 대한 좌굴 해석을 수행하였다. Fig.
대상 데이터
적층각은 부재 모두 uni-direction (UD)[0], cross-ply(CP), angle-ply(AP)[30, 45, 60], quasi-isotropic(QI)의 6가지 경우를 고려하였으며, 각각의 경우 모두 대칭적층이다. 해석에 사용된 복합재료는 HFG CU-125NS이다. 해석은 유한요소 프로그램인 ANSYS를 사용하였고, 복합재료 유한요소는 구속조건 및 하중의 적용, 중첩 등을 고려하여 8절점 3자유도를 갖는 고체 요소를 사용하였다.
이론/모형
해석은 유한요소 프로그램인 ANSYS를 사용하였고, 복합재료 유한요소는 구속조건 및 하중의 적용, 중첩 등을 고려하여 8절점 3자유도를 갖는 고체 요소를 사용하였다. 그리고 파손해석은 최 대응력 판정법(1)을 사용하였으며, 선형 좌굴 해석을 수행하였다.
성능/효과
모멘트에 의한 파손의 경우 적층각에 따라 I-type과 Z-type 은 같은 경향을 보이는 반면 T-type 은 UD[0]에서도 좋은 결과를 갖는다. T-type의 경우준등방성 적층의 파손 해석결과를 볼 때 48층의 적층 각[0/60/-60]에 한해 좋은 결과 값을 보이며, 적층수가 증가하더라도 좋지 못한 결과를 갖는 것을 볼 수 있는데 이는 준등방성 적층의 적층 순서(적층각)의 차이로 인한 것이며, T-type뿐만 아니라 각 type에서 준등방성 적층은 [0/60/-60] 적층의 결과가 대체적으로 좋은 결과를 갖는 것을 볼 수 있었다. 좌굴 해석결과는 적층각에 따라 각 type의 경향이 조금씩 차이를 보이는더], 준등방성적층의 경우 대체적으로 좋은 결과를 갖는 것을 볼 수 있다.
각 type의 인장과 압축파손 두 경우 모두 적층 각 AP[60/-60], [45/-45]일 때 나쁜 결과를 보이며, UD[0]일 때 가장 좋은 결과를 보인다. 좌굴의 경우 파손의 경우와 마찬가지로 적층각 AP [60/-60], [45/45]에서 나쁜 결과를 보이며 준등방성 적층에서 좋은 결과를 갖는다.
좌굴의 경우 파손의 경우와 마찬가지로 적층각 AP [60/-60], [45/45]에서 나쁜 결과를 보이며 준등방성 적층에서 좋은 결과를 갖는다. 그리고 QI의 경우 적층수가 증가할수록 [0/60/-60] 적층이 특히 인장파손에 좋은 결과를 갖는 것으로 나타났다. 파손의 경우 인장과 압축 두 경우 모두 좋은 결과를 보이는 적층각에서는 적층수의 증가에 영향을 크게 받지않고 나쁜 결과를 보이는 적층 각에서는 적층수에 민감한 것을 볼 수 있다.
스킨의 경우 전단하중에 대한 파손은 적층각, 좌굴은 적층수(두께)에 많은 영향을 받으며, 스트링거의 경우 파손과 좌굴 두 경우 모두 하중 방향과 복합재료 섬유 방향이 같을수록 안정된 결과를 갖는 것을 볼 수 있었다. 스킨의 경우와 마찬가지로 스트링거에서 파손하중에 비해 좌굴하중이 매우 적 기 때문에 부재 설계시 좌굴하중이 파손보다 더 중요하게 고려되어야 함을 알 수 있었다.
56층). 인장과 압축파손의 경우 I-type이 다른 두 형상에 비해 좋은 결과를 보이며, 모멘트에 의한 파손의 경우는 Z-type이 비교적 좋은 결과를 보인다. 좌굴 하중은 T-type이 가장 높은 값을 갖는 것을 볼 수 있다.
준등방성적층을 기준으로 스트링거와 프레임두 경우 모두에서 적층수가 증가할수록 [0/60/-60]적층이 좋은 결과를 갖는 것을 알 수 있었고, 단면형상에 대한 비교는 3가지 단면 형상 중 I-type이 가장 좋은 결과를 갖음을 볼 수 있었다. 또한 기존의 알류미늄 부재와의 비교를 통해 주어진 설계조건을 만족하는 경량화 복합재료 항공기 동체 부품의 설계를 할 수 있었다.
후속연구
그 중 항공기 동체는 대칭형 수직 굽힘모우멘트(symmetric vertical bending moment) 와 전단 한계 설계하중(shear limit design load), 객실 내부 압력 등을 고려해야 하므로 최첨단 설계 및 성형기술이 요구되는 경쟁력 있는 부품이며, 동체 구조물을 완전 복합재료로 설계할 경우 기존의 알루미늄보다 무게를 30%정도 줄일 수 있으며, 제작품의 수를 현저하게 줄여 제작비용을 50%까지 낮출 수 있다. 그러나 아직까지 높은 하중을 받는 주 구조물보다는 부 구조물에 적용되고 있으며, 동체와 같은 주 구조물에 복합재료를 직접적으로 적용하여 개발하는데는 인증등의 비용이 많이 들고, 절차가 까다롭기 때문에 복합재료의 신뢰성을 보장하기 위한 선행적인 기초 연구와 응용연구가 요구된다. Hong과 Jun[2]은 좌굴 전 변형을 고려한 비선형 유한요소해석을 통해 [O/±0/9O]s의 대칭적층 판넬에 대한 섬유 방향과 패널 폭을 변화시키면서 좌굴 거동을 연구하였다.
참고문헌 (10)
Michael C. Y. Niu, Composite Airframe Structure, Conmilit press LTD, Hong Kong. 1992
C. S. Hong and S. M. Jun, "Buckling Behaviar of Laminated Composite Cylindrical Panel with Initial Imperfections," Recent Developments in Buckling of Structures, ed by. D. Hui et al., PVP-Vol. 183, AD-Vol. 18, ASME, New York, 1989, PP. 9-15.
J. N. Dickson, R. T. Cole, and J. T. S. Wang, "Design of stiffened composite panels in the Post-Buckling Range," Fibrous Composites in Structural Design, Plenum Press, New York, 1980, pp. 313-327.
이인철, 홍창선, “보강된 복합적층 패널의 좌굴 및 좌굴후 거동,” 대한기계학회 춘계학술발표회 초록집, 1994, pp. 67-69.
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.