본 논문에서는 기체 구조건전성 기준서 (MIL-HDBK-1530B) 및 기체 구조건전성 프로그램 (ASIP)에 의거하여 고등 훈련기 (T-50)의 구조건전성평가와 양산 결정자료 획득을 위한 전기체 내구성시험 기법 개발에 대하여 기술하였다. 전기체 부유식 시험조립 기법, 시험하중 최적화 모사 기법, 시험부가 장치 설계 시법, 시험조립 기법, 및 설치 기법, 시험안전장치 설계 및 운용 기법 및 전기체 내구성시험 수행 결과를 수록하였다. 1배 수명 전기체 내구성시험을 성공적으로 수행함으로써 시험기법의 타당성을 입증하였다.
본 논문에서는 기체 구조건전성 기준서 (MIL-HDBK-1530B) 및 기체 구조건전성 프로그램 (ASIP)에 의거하여 고등 훈련기 (T-50)의 구조건전성평가와 양산 결정자료 획득을 위한 전기체 내구성시험 기법 개발에 대하여 기술하였다. 전기체 부유식 시험조립 기법, 시험하중 최적화 모사 기법, 시험부가 장치 설계 시법, 시험조립 기법, 및 설치 기법, 시험안전장치 설계 및 운용 기법 및 전기체 내구성시험 수행 결과를 수록하였다. 1배 수명 전기체 내구성시험을 성공적으로 수행함으로써 시험기법의 타당성을 입증하였다.
This paper describes the test technique for the full-scale airframe durability test according to the military handbook(MIL-HDBK-1530) and ASIP(Aircraft Structure Integrity Program) to evaluate structural integrity and to obtain basic data for IPA(Initial Production Approval) of the Korean advanced t...
This paper describes the test technique for the full-scale airframe durability test according to the military handbook(MIL-HDBK-1530) and ASIP(Aircraft Structure Integrity Program) to evaluate structural integrity and to obtain basic data for IPA(Initial Production Approval) of the Korean advanced trainer(T-50). This paper covers the full-scale airframe floating setup technique, the optimized test load simulation method, test rig design technique, test setup design and installation techniques, test safety device design and operation technique, and durability test results. As 1st life durability test was successfully performed, it was confirmed that this method is available in a full-scale airframe structural test.
This paper describes the test technique for the full-scale airframe durability test according to the military handbook(MIL-HDBK-1530) and ASIP(Aircraft Structure Integrity Program) to evaluate structural integrity and to obtain basic data for IPA(Initial Production Approval) of the Korean advanced trainer(T-50). This paper covers the full-scale airframe floating setup technique, the optimized test load simulation method, test rig design technique, test setup design and installation techniques, test safety device design and operation technique, and durability test results. As 1st life durability test was successfully performed, it was confirmed that this method is available in a full-scale airframe structural test.
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문제 정의
기본훈련기에 적용되었던 분할기체에 대한 내 구성시험기법과 달리 T-50 항공기에 대한 본내 구성시험은 한 번의 시험조립으로 대부분의 기체 구성품의 내구성을 시험평가하는 전기체 내구성 시험이다. 그러므로 전기체 내구성시험에 대한 엄격한 시험사양과 초도 양산 승인과 같은 체계 개발사업관련 시험 일정을 준수하기 위해 전기체항공기 내구성 시험에 맞는 적절한 시험기법을 개 발하였다.
본 논문에서는 T-50 전기체 내구성 시험에 적용된 스프링링크 시스템을 이용한 전기체부유 시험조립 및 자세제어 기술, 시험 하중모사 기술, 시험 하중 시스템 설계 기술, 무게 보상 설계기술, 시험기체 설치 및 시험조립설계기술, 시험 안전장치 설계기술 등의 개발 내용 및 전기체 내구성 시험 운용기술들을 기술하였다. 이러한 시험설계 기술을 바탕으로 T-50 전기체 내구성시험에 대한 1배수명 내구성 시험이 예정된 기간 내에 성공적으로 실시되었으며, 이러한 기술들은 향후 모든 항공기의 정적 및 내구성 시험 등의 시험평가 기술에 활용될 수 있을 것이다.
본 논문에서는 T-50 전기체 내구성 시험을 수행하기 위하여 개발 적용되었던 주요 시험설계 기 술을 기술하고자 한다.
항공기에 대한 내구성 평가는 설계개발 단계에서는 주요 부분품에 대한 설계개발시험을 통하여 확인하고, 설계 확정 후 피로 취약 부위에 대한 내구성 해석을 수행하게 되며, 최종적으로 전기체 내구성시험 (full-scale durability test)을 통하여 입증하게 된다. 이러한 전기체 내구성시험의 목적은 기체 구조가 설계운용수 명 동안 충분한 내구성을 가지고 있음을 확인하고, 설계 단계에서 발견되지 않은 피로 취약 부위를 발견하며, 운용시의 검사 및 보수 등에 관한 자료를 확보하는데 있다.
제안 방법
1배수명 내구성 시험(그림 19 참조)은 2002년 7월 21일 시작하여 2003년 4월 25일 성공적으로 완료하였으며, 양산 결정에 필요한 시험결과 자료 [8]가도출되었다. 1배수명 내구성 시험은 총 16블럭 (Block), 1, 231, 925 하중점으로 구성되어 있으며, 각각의 주기검사 계획에 따라 시험 중육안 검사와 비파괴검사 등이 이루어졌다.
그 밖에 설치된 기계적 안전장치로는 동체 전방부, 주익양 끝단 및 수직미익 끝단부 등 총 4개소에 기계식 변위제한 스위치 (stroke limit switch)이며 제어 시스템과 무관하게 시험을 중단할 수 있도록 하였다. 변위제한 스위치의 설정값은 최대 변위를 기준으로 130% 값으로 설정하였다.
그러나 변형형상이 비교적 정확히 예측되어 미터링 밸브의 설정이 상대적으로 용이한 정하중 시험 (static test)과는 달리 피로시험 (fatigue test)은 수많은 하중 조건을 경험하며 그때마다 다른 변형형상을 나타내므로미터링 밸브를 정확히 설정하는 것은 사실상 불가능하다. 그러므로 피로시험에서는 상대적으로 그 영향이 큰 하중 조건에 대하여 미터링 밸브를 설정하고 실제 시험 중에 발생하는 비상정지시의 피드백 자료를 분석하여 부분적으로 밸브의 설정을 변경함으로써 충격 손상을 최소화시키도록 한다. 본 시험에 앞서 실시하는 여러 차례의 덤프시험(dump test)을 통하여 미터링 밸브를 초기에 설정할 수 있었으며, 덤프시험은 주익하중, 미익하중 및 동체하중조건 중 상대적으로 영향이 큰 6종의 하중 조건에 대하여 수행되었다.
여기서 s, , 와s는 각각 인장 강도와 작용응력(applied stress)을 나타낸다. 기계적 설계기준과 피로 설계 기준을 적용하고, 노치 등은 최소화시키도록 하였다. 또한 휘플트리와 기체 표면을 연결하는 하중 패드에는 잘만 정밀에서 제작한 TBS8 타입의 볼조인트 를 사용하고, 시험의 안정성을 위하여 휘플트리의 높이는 최소화시키도록 하였다.
시험하 중계산은 하중 피팅 또는 하중 패드의 허용 하중, 허용오차 및 참고라인에서의 전단력, 굽힘모멘트, 토오크 및 힌지 모멘트 등 각각의 구현자유도에 따라 에러 보정을 이용한 최적화 기법을 사용하여 계산된다. 또한 더미 구조물에 대한 시험하중 모 사는 각각의 더미 구조물에 따라 표2의 요구자 유도를 만족하도록 계산되었다. 그 결과는 다시 시험 기체의 전기체 평형과 연계되어 계산되고, 각각의 하중부가 엑츄에이터별 최종 하중으로 계산된다.
실제 비행상태인 자유 -자유 경계조건을 구현하기 위한 전기체 부유식 시험조립 및 자세제어 기법과 2 % 이내의 오차 를 가지는 7, 933종의 시험하중을 도출하기 위한 시험하중 최적화 모사기법을 개발하였고, 시험기 체의 변형에 따라 유연한 운동성을 보여주며 정 밀성, 안정성 및 운용의 편리성 등을 고려하여 다양한 시험하중 부가장치 설계기법을 개발하였으며, 기체의 안전을 확보하기 하기 위하여 지지 장치 및 안전장치 설계 개념을 확립하였다. 또한 시험일정을 준수하고 시험기체를 안전하게 설치 할 수 있는 시험조립 설계기법을 개발하였으며 안전하고 신뢰도 높은 시험을 수행하기 위한 시 험절차 및 시험수행 기법들이 개발 적용되었다.
기계적 설계기준과 피로 설계 기준을 적용하고, 노치 등은 최소화시키도록 하였다. 또한 휘플트리와 기체 표면을 연결하는 하중 패드에는 잘만 정밀에서 제작한 TBS8 타입의 볼조인트 를 사용하고, 시험의 안정성을 위하여 휘플트리의 높이는 최소화시키도록 하였다. 그 밖에도 제작 및 조립의 편리성을 위하여 구성요소들은 그룹화 하여 품목 수를 최소화하도록 하였다.
그 밖에도 제작 및 조립의 편리성을 위하여 구성요소들은 그룹화 하여 품목 수를 최소화하도록 하였다. 모든 치구에 대해 FEM 또는 계산적인 방법에 의한 해석을 수행하였다.
그러므로 피로시험에서는 상대적으로 그 영향이 큰 하중 조건에 대하여 미터링 밸브를 설정하고 실제 시험 중에 발생하는 비상정지시의 피드백 자료를 분석하여 부분적으로 밸브의 설정을 변경함으로써 충격 손상을 최소화시키도록 한다. 본 시험에 앞서 실시하는 여러 차례의 덤프시험(dump test)을 통하여 미터링 밸브를 초기에 설정할 수 있었으며, 덤프시험은 주익하중, 미익하중 및 동체하중조건 중 상대적으로 영향이 큰 6종의 하중 조건에 대하여 수행되었다.
특히 시험 기체의 안전 및 시험 설치 관련 일정을 최소화하기 위하여, 시험 하중부가용 유압액츄에 이터를 포함한 대부분의 중량물을 사전에 조립한 상태에서 시험 기체를 조립하는 개념을 사용하였다. 시험 기체를 정확하고 안전하게 조립하기 위해 정확한 시험조립 절차와 별도로 설계제작된 이송가이드을 사용하였다. 그림 15와 16은 시험 기체를 시험 구조물 내에 설치하는 개념 및 장면을 보여주고 있다.
시험 스펙트럼의 40%로 축약된 미니스펙트럼 (mini-spectrum)에 대한 동적응력 분포 시험을 통하여 시험 스펙트럼 구현 및 하중부가 시스템의 작동성을 점검하였다.
시험치구에 대한 설계기준은 T-50 전기체내 구성시험 상세 설계보고세12]에 '정한 바와 같다. 시험설계는 CATIA를 사용한 3-D 솔리드 모델링을 사용하였으며, 시험치구 상호간의 간섭이나, 시험 기체와의 간섭을 고려하여 설계하도록 하였다. 시험치구의 허용 응력(S>은, &= &/4로 하였으며, 최소 설계 마진(MS : #이 0.
그림 3은 이러한 시험하중 모사 기 준점을 바탕으로 결정된 하중부가 유압엑츄에이 터를 보여주고 있다. 시험에는 총 94개의 유압 엑츄에이터와 1개의 스프링-링크 장치의 반력을 이용하여 시험 하중을 모사하도록 하였다. 시험하 중에 대한 최적화 기법을 이용한 모사기법 및 전기체 평형기법은 T-50 전기체내구성 시험 하 증설계[11]에 상세히 기술하였다.
패드의 설계 허용 압력은 20 psi로 제한하였다. 시험중기체의 변형에 따라 하중부가용 휘플트리시스템 이 유연하게 움직이게 하기 위해 고무패드와 볼조인트 외에 각각의 휘플트리시스템의 링크점 중에 한 곳에는 슬라이딩 블록 개념을 도입하여 길이 방향의 변형에 따라 유연하게 움직임이 허용되도록 하였으며, 또한 개별압축 방향의 안정성을 위하여 안정화 블록 및 바를 사용하였다. 그림 8과 9는 주익의 하중부가 시스템 설계 개념과 조립 장면을 나타내고 있다.
시험 하중은 각각의 시험 기체의 구성요소에 따라 표 2에 정한 시험 하중 모사 기준선과 구현자 유도를 기준으로 이론적으로 계산된 전단력, 굽힘모멘트, 토오크 및 힌지모멘트를 각각의 요구조건에 따라 맞추도록 계산되어야 한다. 시험하 중계산은 하중 피팅 또는 하중 패드의 허용 하중, 허용오차 및 참고라인에서의 전단력, 굽힘모멘트, 토오크 및 힌지 모멘트 등 각각의 구현자유도에 따라 에러 보정을 이용한 최적화 기법을 사용하여 계산된다. 또한 더미 구조물에 대한 시험하중 모 사는 각각의 더미 구조물에 따라 표2의 요구자 유도를 만족하도록 계산되었다.
항공기 전기체 내구성시험에 대한 시험기법 개발 내용은 다음과 같다. 실제 비행상태인 자유 -자유 경계조건을 구현하기 위한 전기체 부유식 시험조립 및 자세제어 기법과 2 % 이내의 오차 를 가지는 7, 933종의 시험하중을 도출하기 위한 시험하중 최적화 모사기법을 개발하였고, 시험기 체의 변형에 따라 유연한 운동성을 보여주며 정 밀성, 안정성 및 운용의 편리성 등을 고려하여 다양한 시험하중 부가장치 설계기법을 개발하였으며, 기체의 안전을 확보하기 하기 위하여 지지 장치 및 안전장치 설계 개념을 확립하였다. 또한 시험일정을 준수하고 시험기체를 안전하게 설치 할 수 있는 시험조립 설계기법을 개발하였으며 안전하고 신뢰도 높은 시험을 수행하기 위한 시 험절차 및 시험수행 기법들이 개발 적용되었다.
내구성 시험에 대한 신뢰도를 높이기 위해서는 시험 전에 적절한 절차에 따른 검사를 수행하고 그 결과를 제시하여야 한다. 이러한 시험 수행 전 점검사항은 품질보증 보고세 13]에상세히 수록하였으며, 여기에서 시험장비, 하중부가 장치, 로드셀 및 센서들에 대한 교정 결과는 계측교정 보고서 (instrument calibration report)로 나타내었고, 시 험조립 상태 점검 결과는 시험조립 적합성검사 보고서 (test setup conformity report)를 통하여 시험설계와 최종 조립 결과를 비교제시 하였다.
집중형 하중부가 개념을 사용한 더미 구조물 하중부가 시스템은 더미레이돔, 더미전 방착륙 장치 및 주착륙장치, 더미파일런, 더 미 런쳐, 더미수평미익 및 더미 엔진 등에 적용되었으며, 하중부가지점의 구속을 방지하기 위하여 로드앤드 베어링을 사용하였다. 그림 12는 더 미 엔진 하중부가 시스템의 개념을 보여주고 있다.
시험용 기체를 시험 구조물 내에 정확하고 안전하며 신속하게 설치하는 것은 매우 중요하다. 특히 시험 기체의 안전 및 시험 설치 관련 일정을 최소화하기 위하여, 시험 하중부가용 유압액츄에 이터를 포함한 대부분의 중량물을 사전에 조립한 상태에서 시험 기체를 조립하는 개념을 사용하였다. 시험 기체를 정확하고 안전하게 조립하기 위해 정확한 시험조립 절차와 별도로 설계제작된 이송가이드을 사용하였다.
인장/압축형에 적용된 설계 개념과 동일한 휘플트리 시스템을 기체의 상하면에 설치하고 상.하면의 휘플트리시스템은 요크(york)로 연결하게 하여 하중 방향에 따라 항상 압축력이 작용하도록 하였다.
대상 데이터
하중피팅을 사용한 동체롤을 제외하고는 하중 패드에는 고무패드(rubber pad)와 볼조인트를 사용한 인장/압축형 휘플트리시스템을 사용하였다(그림 6과 7).고무패드는 네오프론 고무(Mil-R-6130C, Type 1, Grade A, 1 사용하였고, 3M 1300L (rubber & gasket adhesive)을 사용하여 진공흡착 방법으로 부착하였다. 패드의 설계 허용 압력은 20 psi로 제한하였다.
그 결과는 다시 시험 기체의 전기체 평형과 연계되어 계산되고, 각각의 하중부가 엑츄에이터별 최종 하중으로 계산된다. 전기체 평형을 위하여 동체롤(2채널), 측면(4채널) 등 6채널의 유압엑츄에이터와 X-방 향의 스프링-링크 장치가 사용되었다 [5].
성능/효과
응력 분포시험에는 정적응력 분포시험과 동적 응력 분포시험이 있다. 내구성기체의 시험 설치 후 설치상태를 최종 확인하고, 내구성 시험 중 시험자료 평가를 위한 기준 변형률(base line strain)을 측정하기 위하여 응력 분포시험을 수행하여 해석 결과와 시험 결과를 비교하였으며, 변위값 및 변형률이 좋은 결과를 나타냄으로써 시험조립 상태가 양호함이 확인되었다.
시험 시작 전 점검이 완료된 후 예비시험을 통하여, 시험제어시스템, 하중부가 시스템 및 자료 획득 시스템의 안정성을 점검하였다.
후속연구
본 논문에서는 T-50 전기체 내구성 시험에 적용된 스프링링크 시스템을 이용한 전기체부유 시험조립 및 자세제어 기술, 시험 하중모사 기술, 시험 하중 시스템 설계 기술, 무게 보상 설계기술, 시험기체 설치 및 시험조립설계기술, 시험 안전장치 설계기술 등의 개발 내용 및 전기체 내구성 시험 운용기술들을 기술하였다. 이러한 시험설계 기술을 바탕으로 T-50 전기체 내구성시험에 대한 1배수명 내구성 시험이 예정된 기간 내에 성공적으로 실시되었으며, 이러한 기술들은 향후 모든 항공기의 정적 및 내구성 시험 등의 시험평가 기술에 활용될 수 있을 것이다.
참고문헌 (13)
MIL-HDBK-1530," Aircraft Structural Integrity Program Airplane Requirements", 2002.
MIL-A-8866B, "Airplane Strength and Rigidity Reliability Requirements, Repeated Loads and Fatigue", 1975.
주영식 외 "기본훈련기 실기체 내구성시험", 한국항공우주학회지 제30권 제5호, 2002, pp. 127-133.
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