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문제 정의
- 고등훈련기의 전기체 정적시험은 설계제한하중 시험 수행 후 극한하중 시험, 국부 시험 등^^ 진행될 예정이고 현재 극한 하중 시험 수행중이다. 논문에서는 수행 완료된 설계제한하중 시험을 기준으로 설계된 치구에 대하여 설계의 기준이 되는 시험요구 조건, 시험체 개요, 설계기준하중 생성과정, 하중 부가장치, 중량보상 시스템 자세제어시스템을 포함하는 시험장치의 설계에 대해 설명하였고 유압 작동기 선정시 고려사항과 전기체 정적시험에 사용되는 시험장비 시스템의 구성과 과하중방지 장치들에 대하여 소개하였다.
- 본 논문에서는 전기체 정적시험을 수행하기 위해 필수적인 시험장치 설계에 있어 필요한 설계 기준하중 계산 방법, 시험 장치설계, 시험장치 지지구조물, 시험장비 및 과하중 방지장치 적용 등에 대하여 설명하였다. 항우연에서는 개발중인 고등훈련기 전기체 정적시험 100% 설계제한 하중 조건에 대해 상기 설명자료에 따라 설계된 시험 장치를 이용하여 성공적으로 수행하였으며, 이들 시험 결과들은 계속적으로 진행되는 극한 하중 조건에 활용될 것이다.
제안 방법
- 2.4절의 시험장치 설계에 따라 모든 유압작동기의 장착지점을 제공하는 지지구조물로서 시험후레임이 설계되었고 시험후레임은 150% DLL 하중에 대해 안전율 3.0을 만족하도록 설계하였다.
- 일반적으로 전기체 구조시험에서 사용되는 자세제어 시스템 구성방식은 몇몇 가지로 구분할 수 있으몌9], 본 시험에서는 6개의 스프링으로 구성된 자세제어 시스템을 그림 7과 같이 사용하였으며, 각 스프링의 양 끝단은 회전이 자유로운 링크로 구성하였다. 각 시험조건에 대하여 각 스프링에서 의도하는 하중이 가지도록 계획하였고 각 시험조건에서 스프링에 유발되는 반력을 모니터하여 원래의 예상하중보다 차이가 많이 나는 반력이 유발되는 지를 감시한다. 이와 같이 예상되는 하중과 다른 반력이 보이는 것은 시험체의 강성변형, 하중제어의 허용 오차, 하중부가 시스템의 설치 오차, 중량 보상을 정확하게 할 수 없는 중량물(게이지 선, 여압용 내부 충진재 등) 등으로 인하여 정확한 반력을 계산하기가 쉽지 않기 때문이다.
- 개발 시제기의 구조 건전성을 보이고 해석 방법의 정확성을 확인하기 위해 시험을 2단계로 나누어 진행키로 하였다. 첫 단계는 비행 시제기의 초도 비 행전에 확인하여야 할 시험조건들에 대한 설계 제한 하중 시험과 동체 연료탱크의 내압시험을 수행하고 두 번째 단계로 30여가지의 극한하중 시험, 국부시험이 결정되었다.
- 한국항공우주연구원에서는 쌍발복합재 항공기 주날개, 동체 정적시험, 쌍발복합재 항공기 전기체 피로시험, 중형항공 기전 기체 구조시험 기술개발, 중형로켓 구조시험 등을 수행하며 한편으로는 전기체 구조시험장비 구축을 다년간에 걸쳐 구축하고 있다[5~8]. 구축된 전기체 정적시험 기술과 설비를 활용하여 현재 국내에서 개발이 추진되고 있는 고등훈련기에 대해 전기체 정적시험을 수행하게 되었다. 고등훈련기의 전기체 정적시험은 설계제한하중 시험 수행 후 극한하중 시험, 국부 시험 등^^ 진행될 예정이고 현재 극한 하중 시험 수행중이다.
- 지나치게 크거나 작은 하중비는 레버의 하중지 점 P가 너무 한쪽에 치우치는 경우로 휘플 트리의 자중에 대한 영향으로 하중전달 지점에작용되는 하중의 오차가 많이 유발 될 수 있다. 따라서 하중비가 적당하도록 옆의 하중전달지점으로 설계하중으로부터 계산된 외부하중을 다소 수정하여 재분배를 한다. 하중지점의 반대부호에 대해서는 (-)방향의 힘을 (+)방향의 적절한 힘으로 두고 옆의 지점 하중을 조정하게 된다.
- 이 단계에서는 고려되는 수십 가지의 시험 조건들을 위해 영역별 휘플트리를 각각 설계/ 제작하여 시험조건이 변경될 때마다 새로 설치하는 것은 정확도 면에서는 바람직하지만 시험진행 시간을 대단히 많이 요구하게 된다. 모든 시험 조건에는 시험체 각각의 중요 영역이 정의되어 있으므로 이들의 중요영역에서 시험하중의 높은 정확도를 유지 하도록 각각의 휘플트리 를 설 계/ 제작하여 해당 시험조건과 영역에서 사용하도록 한다. 반면, 그 외의 영역에서는 요구하는 정확도를 다소 완화시켜 기존의 일차 휘플트리들 중에서 요구되는 정확도를 만족시키는 휘플트리를 선택하여 사용하게 함으로서 휘플트리의 수량도 줄이고 시험 조건에 따른 휘플트리의 설치변경 횟수도 줄일 수 있도록 한다.
- 분류한다. 모든 시험조건에 대한 시험 하중분포와 하중작용점들을 비교 분석하여 유사한 하중분포와 하중작용점이 많이 모여 있도록 시험 조건을 분류한다. 이와 같이 하여 각 시험 조건에 대하여 비관심 영역에서 유사한 하중분포를 갖는 본 시험조건에서 선정되지 않은 일차 휘플 트리들을 선정하여 둔다.
- 작성되었다. 본 시험결과에 대해 스트레인과 변위 데이터 이상 유무, 로드빔과 엔진의 사이에 인디게이터에 중첩된 에러 (error)를 검토하여 하중의 정확도를 확인하고 상기 결과와 시험체에 대한 육안검사(Visual inspection)과 중요부위의 비파괴검사(NDI)를 통해 시험체의 이상유무를 판단하게 된다. .
- 본 시험에서 피팅과 스트랩은 큰 하중이 작용될수 있는 동체의 구조물과 연결될 수 있도록 시험체 조립전에 미리 정의하여 동체가 조립될 때, 볼트류 등의 하드웨어를 사용하여 부착시켰고 날개와 수직 꼬리날개 등에는 접착재를 사용하여 패드를 부착하였다. 설계하중 VMT는 이론적인 값으로 위에서 설명된 하중지점들을 고려하지 않고 산출되므로 설계하중 VMT로부터 이들 하중지점들에 작용할 외부하중인 시험하중을 산출하여야 한다.
- 본 시험을 위한 정적 시험체는 비행시제기와 동일하게 제작되었으나 항공기의 전기/전자, 연료, ECS, 항법시스템, 유압/ 공압 시스템 등은 내부응력에 영향을 주지 못하므로 장착하지 않았고 레이돔 전방기어, 주기어, 엔진, 파일런, 런처 외 조정 면 각도제어 유압작동기는 더미구조물을 사용하여 하중부가를 실제 구성품과 유사하게 모사될 수 있도록 하였다. 조종석과 동체 연료탱크에는 가압시간 단축 및 시험체의 보호를 이해 압축 공기량을 감소시키기로 결정하였으며 이를 위해 스치로폼을 일정규격의 크기로 제작하여 조종석, 전방 연료탱크, 중앙동체 연료탱크에 충진재로 채워 넣어 항공기의 필요 가압체적을 30%정도로 감소시켰다.
- 선정된 각 하중 조건에 대하여 프레임의 강도를 평가하였다. 프레임에 작용하는 내력을 유한요소모델링을 통하여 구하고, 강도 해석 시 안전율 3 을 적용하여 모든 부재가 구조적으로 안전함을 확인하였다.
- 스트로크용량 기준은 예상 변위가 유압 작동기 작동범위의 80% 이내로 하였다. 시험 setup 설치 의용 이성을 높이기 위해 시험조건이 변경되면서 유압 작동기 의 이 동설치를 최 소화하도록 선정 하였고 특히, 주익 위에 설치할 유압작동기들은 가급적 다른 지역에 사용되지 않도록 선정하여 주익에서만 이동 설치하도록 하였다. 이렇게 선정한 유압작동기에 대한 자료 일부를 왼쪽 날개에 대하여표3에서 보여 주었다.
- 시험을 효과적으로 진행하기 위해 휘플트리 설계의 최소화 및 교체시기의 최소화를 이루기 위해시험 조건들을 분류한다. 모든 시험조건에 대한 시험 하중분포와 하중작용점들을 비교 분석하여 유사한 하중분포와 하중작용점이 많이 모여 있도록 시험 조건을 분류한다.
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2.8 설계 제한하중 시험수행
시험치구가 상기의 기술한 내용에 따라 설계/ 제작되어 항우연 항공시험동 강반에 설치되었고 각 부품 및 조립체에 대한 검증시험(Proof Test)을수행한 후 설계제한하중 시험을 연료탱크의 여압시험을 포함하여 6가지의 시험조건에 대하여 실시되었으며 이들 시험조건에 대한 전기체 정적하중 모사는 성공적으로 수행되었다.
- 보통 수십 가지에 이른다. 이들 각 시험 조건에 대해 높은 응력이 예상되는 관심영역과 하중 성분(수직/횡방향 전단, 수직/횡방향 굽힘 모멘트, 비틀림 모멘트)에 대한 분석을 수행하여 모든 관심 영역을 표1에서와 같이 나열한 후 각 시험 조건에 대한 정의된 관심 영역별 하중성분들을 비교하여 가장 큰 하중성분들을 선정하여 표1와 같이 표시한다. 한 영역(예로 표1의 Ra)에 대하여 처음 시험조건 A에 대한 휘플트리를 설계한 후 동일 영역에서 중요 하중성분이 있는 다른 시험 조건들에 대해 하중성분의 오차가 2% 이내에 들어오는 경우는 시험조건 A에 대해 설계한 휘플트리를 그대로 사용하고 오차가 2%를 벗어나는 경우는 새로운 휘플트리를 설계하게 된다.
- 따라서 시험체와 하부의 하중부가시스템의 중량정보들을 이용하여 유압작동기의 설치 위치와 근접한 위치에 무게 중심이 오도록 시험체의 중량보상 영역을 나누어 각 영역별로 중량보상량을 결정한다. 이렇게 결정한 중량보상값과 시험체와 하부 하중 부가장치의 중량분포로 인한 VMT 선도가 크게 틀리지 않는 지 검토한 후 최종 중량보상 계획을 결정한다. 상부 하중부가시스템의 중량을 보상하는 경우 휘플트리의 무게중심점과 유압 작동기의 하중 작용점이 대부분 다르게 되므로 초기하중 (Tare load) 작용상태에서 레버가 지나치게 돌아가는 경우는 번지케이블을 사용하여 레버의 회전을 방지해 준다.
- 한다. 일반적으로 전기체 구조시험에서 사용되는 자세제어 시스템 구성방식은 몇몇 가지로 구분할 수 있으몌9], 본 시험에서는 6개의 스프링으로 구성된 자세제어 시스템을 그림 7과 같이 사용하였으며, 각 스프링의 양 끝단은 회전이 자유로운 링크로 구성하였다. 각 시험조건에 대하여 각 스프링에서 의도하는 하중이 가지도록 계획하였고 각 시험조건에서 스프링에 유발되는 반력을 모니터하여 원래의 예상하중보다 차이가 많이 나는 반력이 유발되는 지를 감시한다.
- 시험을 수행하기 전에 모든 미터링 밸브는 각 시험 조건에서의 유압작동기의 변위, 시험하중 작용 시의 실린더(인장, 압축 방향)의 압력, 미터링 밸브의 특성곡선(그림 14) 등을 고려하여 조절한다. 조절된 미터링 밸브가 덤프 시에 제대로 작동되는 가를 확인하기 위해 낮는 하중 수준(0~40%)에서 덤프를 수행하고 각 유압작동기에 작용하는 하중을 검토하여 시험도중 덤프가 발생했을 때 과하중이 작용될 수 있는 유압작동기에 대해서는 미터링 밸브를 재조절을 한다.
- 하였다. 조종석과 동체 연료탱크에는 가압시간 단축 및 시험체의 보호를 이해 압축 공기량을 감소시키기로 결정하였으며 이를 위해 스치로폼을 일정규격의 크기로 제작하여 조종석, 전방 연료탱크, 중앙동체 연료탱크에 충진재로 채워 넣어 항공기의 필요 가압체적을 30%정도로 감소시켰다. 향후 엔진흡입구에는 별도의 충진재를 이용하여 20%정도로 감소시킬 예정이다.
- 혼용하였다. 주 날개와 동체의 상부 휘플 트리와 연결된 유압작동기, 그리고 더미 구조물들인 파일런과 수평꼬리날개 등에 수직방향으로 직접 연결된 유압작동기들에 대하여 초기하중을 이용하여 중량보상을 한다. 기타 기계적 장치 사용 예로는 주 날개 팁에 있는 더미 발사체의 중량을 보상하기 위해 하중이 크지 않지만 변위가 큰 곳이므로 도르레 및 더미중량을 사용하였고 후방에 위치한 고 중량의 더미엔진과 로드빔을 보상하기 위해 로드 빔에 로드빔의 이동을 허용할 정도의 탄성체 스프링을 설치하여 그림 6과 같이 사용하였다.
- 진행키로 하였다. 첫 단계는 비행 시제기의 초도 비 행전에 확인하여야 할 시험조건들에 대한 설계 제한 하중 시험과 동체 연료탱크의 내압시험을 수행하고 두 번째 단계로 30여가지의 극한하중 시험, 국부시험이 결정되었다.
- 반면에 시험시스템이 너무 복잡해지는 단점이 있다. 초기하중 기능을 사용하는 경우 시스템 이 비교적 간단하다 본 시험에서는 초기하중기능을 사용하여 시험을 실시하였다.
- 알 수 있다. 하중부가장치는 기본적으로 설계에 사용된 CATIA의 모델링을 이용하여 산출하고 이 설계중량 값들은 제작 후 측정 값과의 오차가 10%이내에 들어오면 설계중량 값을 사용하고 무게중심은 CATIA에서 선정한 지점을 사용하였다. 중량보상방법은 크게 유압작동기 또는 기타 기계적 장치를 사용하는 방법으로 구분된다.
- 해석의 첫 번째 단계로서 설계하중 VMT로부터 힘과 모멘트의 평형식을 이용하여 피팅 및 패드에 하중을 분산시키는 과정을 수행한다. 이러한 하중 분산에 의해서 산출되는 VMT 자료는 주어진 모든 하중지점들에서 설계하중의 VMT를 정확하게 구현할 수 있는 하중이 된다.
대상 데이터
- 데이터 획득장치는 미국 Agilent사의 SDAC을기본으로 하고 있고 소프트웨어는 MTS사에서 개발한 Aero-Pro이고 본 시험에서는 약 2, 300채널이 사용되고 있다.
- 컴퓨터부는 하중제어소프트웨어 와 데이터 획득소프트웨어가 설치된 서버 컴퓨터와 소프트웨어를 운용하는 클라이언트 컴퓨터, 그리고 데이터 획득 장치에서 처리된 데이터를 관찰하는 데이터 관찰 컴퓨터로 구성된다. 본 시험을 위해 사용되는 컴퓨터 수는 서버, 클라이언트, 데이터 관찰 컴퓨터 등 모두 10여대가 사용된다.
- 전기체 구조시험장비 시스템은 미국MTS入사 제품으로 Aero-90 시스템을 기본으로 하고 시 험제어 (LTC)시스템 컴퓨터부, 서어보제어 (DSSC)시스템, 데이 터 획득시스템, 유압시 스템, 여 압시스템 등으로 구성되었다.(그림 11)
- 지지 구조물은 전기체 시험을 위해 필요한 모든 기계장치를 설치할 수 있는 강철제 프레임 구조물로서 바닥면 강반에 16개의 기등을 세워 기둥 간에 좌우 하중을 전달시킬 수 있는 볼트 조인트 구조로 설계되었고 수직하중은 기등이 지지하는 구조로서 전체적인 형상은 그림 10 에 보여진다.
성능/효과
- 본 시험에서는 중량보상 장치로 유압 작동기의 초기하중 기능사용법이 많은 부분에서 사용되고 기타 기계적 장치를 이용하는 방법 모두를 적절하게 혼용하였다. 주 날개와 동체의 상부 휘플 트리와 연결된 유압작동기, 그리고 더미 구조물들인 파일런과 수평꼬리날개 등에 수직방향으로 직접 연결된 유압작동기들에 대하여 초기하중을 이용하여 중량보상을 한다.
- 프레임에 작용하는 내력을 유한요소모델링을 통하여 구하고, 강도 해석 시 안전율 3 을 적용하여 모든 부재가 구조적으로 안전함을 확인하였다.
후속연구
- 조종석과 동체 연료탱크에는 가압시간 단축 및 시험체의 보호를 이해 압축 공기량을 감소시키기로 결정하였으며 이를 위해 스치로폼을 일정규격의 크기로 제작하여 조종석, 전방 연료탱크, 중앙동체 연료탱크에 충진재로 채워 넣어 항공기의 필요 가압체적을 30%정도로 감소시켰다. 향후 엔진흡입구에는 별도의 충진재를 이용하여 20%정도로 감소시킬 예정이다.
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