[논문]소형 항공기 복합재 주익 구조의 기본 설계

박상윤; 도현일; 황명신; 은희봉; 최원종

doi:10.5139/jksas.2004.32.3.074

문제 정의

본 논문에서는 실험용 소형항공기급 복합재료 주익을 위와 같은 일련의 상황들을 고려하여 설계를 진행하였으며, 각 부재별로 해당급 항공기에 적합한 설계방안을 모색하여 채택하였다. 외국 동급 항공기에 사용되고 있는 재료와 비교 분석한 결과, 같은 성능의 국산재료를 선정하였으며, 기본설계와 해석에 필요한 섬유 주방향 기본물성치 (mechanical properties) 와 설계 허용치 (design allowable)들을 적층판 시편시험을 통하여 산출하였다.
본 논문에서는 실험용 소형항공기에 적용하기 위한 복합재 주익에 대하여, 공력하중해석 이후부터 일련의 구조설계과정에 대한 연구를 수행하였다. 초기설계에서부터 제작 공정 조건에 대한 사항들을 설계에 반영함으로써 실제 제작시 발생될 수 있는 문제점을 최소화하였다.
본 연구는 실험용 소형항공기급 항공기에 대한 복합재 주익구조의 적용을 위하여, 설계 요구조건(design requirement)을 충족시키는 단순화된 상자형 날개 보(simplified wing box)형태의 구조부재에 대한 기본설계과정을 수행하였다. 해당급 항공기는 미연방규정인 FAR Part 21에 규정되어 있다.

가설 설정

9g)로써, 주익의 주요 제원은 Table 1과 같다. 주익 은상/하 외피 (upper/lower skin), 전/후방 스파 (front/rear spar), 그리고 리브(rib) 조립체로 구성된 복합재 구조의 상자보 형태를 지니고 있으며, 조종면(aileron)과 고양력장치(flap)는 알루미늄 재질의 semi-monocoque 구조로 가정하였다. 전체적인 형상 및 좌표계는 Fig.

제안 방법

Appendix A 에 의거하여 최대하중조건인 +HAA(High Angle of Attack), +LAA(Low Angle of Attack) 에서 압력 중심 (C.P, Center of Pressure)이 각각 25%C, 35%C인 경우로 단순화하였다[5].
13t / four-harness satin)으로 최종 선정하였다. 구조설계를 위해 glass/epoxy 복합재 적층 판에 대한 설계물성시험을 수행하였다. 인장, 압축, 전단시험을 실시하였으며, ASTM과 기타 문헌에서 제시된 시험법을 사용하여 실제 작업공정과 동일한 조건에서 제작된 적층판의 기계적 물성치와 파손 변형율(laminate level failure 도출하였다.
오븐에서 경화된 strain) 을 HG120/181 glass/epoxy 적층판을 인장, 압축, 층간전단강도 실험값을 각각 ASTM D3039-76 [10], IITRI[11]Z ASTM D2344[12] 기준을 이용하여 획득하였다. 모든 시편 시험은 MTS 810(USA) 만능 시험기를 이용하였으며, 신뢰도 있는 물성치를 얻기 위하여 시험 항목별 20개씩 건조시편 (RTD; Room Temperature Dry)에 대하여 실험을 수행하였다. 해당 결과를 Table 2에 나타내었다.
4). 보-기둥 구간에서 굽힘모멘트는 압축력을 제외한 단순 지지보 상태로 산출하여 초기설계를 진행하였으며, 추후 구조사양 결정에 따라 도출된 강성도와 축 방향 압축력을 포함하는 2계 미분방정식의 해[6] 로써 굽힘 모멘트를 재산출하여 최종적인 구조설계 기준하중으로 적용하였다(Fig. 5). 비틀림 모멘트의 경우, 탄성축 위치를 40%C 조건으로 하여 산출하였으며[7, 8], 최대 하중 조건인 압력 중심 25%C일 때를 설계기준으로 하였다.
복합재료 주익의 외피에는 폼 코어(foam core) 를 사용한 샌드위치 구조를 채택하였다. 폼 코어는 사용 수지인 epoxy와의 접합성이 우수하며 비강성이 높은 재료여야 한다.
볼트 체결부위인 스트러트(single shear), 동체 (double shear)조인트부에 대해서는 적층판의 두께와 볼트 직경의 비율을 고려하여 allowable bearing strength를 300 MPa 기준으로 적용시, 1.35배의 안전율을 가지고 있으며, net tension failure와 bolt hole shear out에서 충분한 안전성을 가질 수 있도록 hole의 위치를 선정하였다[7]. 이상의 설계결과는 Table 7, Fig.
상기와 같은 방법에 따라 결정된 형상 및 적층 사양을 갖는 상부 외피에 대하여 좌굴해석을 수행하였다. 상부외피는 전방외피와 함께 전 스팬에 걸쳐 일체로 성형되도록 설계하였다.
외국 동급 항공기에 사용되고 있는 재료와 비교 분석한 결과, 같은 성능의 국산재료를 선정하였으며, 기본설계와 해석에 필요한 섬유 주방향 기본물성치 (mechanical properties) 와 설계 허용치 (design allowable)들을 적층판 시편시험을 통하여 산출하였다.
수행하여 결정하였다. 응력값을 기준으로 0°, 45°방향 각 층별로 산출된 변형율들은 Table 3에서 제시한 설계허용치와 비교하여 안전율 0 이상의 값을 갖도록 상자보 해석을 반복 수행하였다. 해석 결과, BL±200~±2500의 하부외피 45°층에서 최저값인 0.
8), 산출된 응력값을 기준으로 하여 외피와 스파웹에 대한 변형율을 검토하였다. 전단 변형율은 스킨과 스파웹에 대하여, 축방향 변형율은 상/하부 스파캡, 상/하부 외피에 대하여 각각 산출하였다.
전방 외피와 상부 외피는 일체로 성형이 이루어지도록 몰드를 구성하여 부품수의 감소 및 조립공정의 용이성을 향상시킴과 동시에 좌굴에 대한 저항력을 증대시켰다. 전방 스파 웹과 날개외피에는 샌드위치 구조를 적용하여 강성도 증대에 의한 임계좌굴웅력의 증가를 통하여 리브의 수를 줄이도록 함으로써 이차 조립부 (secondary bonding)최소화하였다. 형상 설계 결과는 Fig.
전방 스파캡과 웹의 모서리 면 내측에서 발생할 수 있는 적층면의 들뜸(fiber bridge)이나 외측의 수지과다(resin rich)문제를 고려하여 곡률은 R6.0이상이 되도록 하였다. 또한, 전방 스파캡과 2차 접착부(secondary bonding)를 이루는 상/ 하 외피부위 (adjacent area)는 오버랩과 추가 보강적층을 통하여 포아송비의 차이를 최소화하였다.
비틀림 모멘트의 경우, 탄성축 위치를 40%C 조건으로 하여 산출하였으며[7, 8], 최대 하중 조건인 압력 중심 25%C일 때를 설계기준으로 하였다. 주익 내부의 연료저장이나 외부 장착물은 없으므로 관성력에 의한 모멘트 항은 제외하고 전단력과 기수 하향 모멘트에 의한 두 가지 하중을 고려하였다. 본 설계안은 테이퍼가 없는 직사각형 날개이며 기수 하향 모멘트(pitching moment)는 상대적으로 작은 값을 가지므로, 비틀림 하중은 전단력 선도와 유사한 분포형태를 나타나게 된다(Fig.
주익의 구조는 상/하 외피, 전/후방 스파로 이루어진 상자보가 전체 굽힘 하중 및 전단 흐름에 의한 전단력을 지지하며, 스파를 기준으로 전방에 4개, 후방에 6개의 리브를 배치하여 이들이 구성하는 경계 조건에 의해 좌굴 하중을 지지토록 하였다. 전방 외피와 상부 외피는 일체로 성형이 이루어지도록 몰드를 구성하여 부품수의 감소 및 조립공정의 용이성을 향상시킴과 동시에 좌굴에 대한 저항력을 증대시켰다.
형상 설계안을 Fig. 9와 같이 상자형 날개보로 단순화하여 해석모델의 구조 안전도를 검토하였다. 외피에 삽일 될 코어의 탄성계수는 face sheet에 비하여 작으므로 중립면 위치결정에 영향이 적다.
후방리브 배치에 따라 주익을 다섯 개의 단면으로 나누어 해석을 수행하였고(Fig. 8), 산출된 응력값을 기준으로 하여 외피와 스파웹에 대한 변형율을 검토하였다. 전단 변형율은 스킨과 스파웹에 대하여, 축방향 변형율은 상/하부 스파캡, 상/하부 외피에 대하여 각각 산출하였다.

대상 데이터

18t) 필름형 접착제를 사용하였다. 리브와 스파웹의 코어재료는 Hexcel사의 Nomex®- phenolic honeycomb인 HRH 10-3/16-2.0(l/2"t) 을 선정하였다. ribbon/expansion 방향으로 최저전단강도는 각각 0.
Fig. 2에서 보는 바와 같이 주익 내측 50% 구간에서는 unit load간의 편차가 크지 않으므로 균일분포하중을 적용하였고, BL±2100 에서 BL±2400까지 100 mm단위로 스트러트 지지점을 이동시켜가면서 반복계산을 수행하여 Fig. 3의 A 점에서 전단력이 최소 절대 값을 가지는 BL±2300을 최종 선정하였다(Fig. 4). 보-기둥 구간에서 굽힘모멘트는 압축력을 제외한 단순 지지보 상태로 산출하여 초기설계를 진행하였으며, 추후 구조사양 결정에 따라 도출된 강성도와 축 방향 압축력을 포함하는 2계 미분방정식의 해[6] 로써 굽힘 모멘트를 재산출하여 최종적인 구조설계 기준하중으로 적용하였다(Fig.
각 성형 단품간의 조립은 wet lay-up을 통한 클립(clip) 적층 부를 형성함으로써 이루어지며, 여기에 사용되는 섬유(dry fabric)로는 한국화이바사의 HFG618을 선정하였다. 개방된 상태에서 적층 작업이 불가능한 스파/리브와 하부 외피 간의 조립에는 experimental급 항공기에 널리 적용되고 있는 Hysol® EA9330.
HFG618을 선정하였다. 개방된 상태에서 적층 작업이 불가능한 스파/리브와 하부 외피 간의 조립에는 experimental급 항공기에 널리 적용되고 있는 Hysol® EA9330.3 상온경화형의 액상형 접착제를 사용하였다.
대상 항공기는 normal category(+3.9g/-1.9g)로써, 주익의 주요 제원은 Table 1과 같다. 주익 은상/하 외피 (upper/lower skin), 전/후방 스파 (front/rear spar), 그리고 리브(rib) 조립체로 구성된 복합재 구조의 상자보 형태를 지니고 있으며, 조종면(aileron)과 고양력장치(flap)는 알루미늄 재질의 semi-monocoque 구조로 가정하였다.
또한 prepreg와 함께 오븐경화(120℃)를 거쳐야 하므로 내열성도필요하다. 본 설계에서는 urethane 계열 LAST-A-FOAM™ FR-704.5(General plastics manufacturing co., USA)를 선정하였다. 폼 코어와 외부 적층판 간의 박리(delamination)를 방지하기 위홍]] Cytec 사의 toughend epoxy 계인 FM73@(0.
본 연구에서는 외국 동급 항공기에서 사용되고 있는 glass/epoxy 재료와 비교분석 결과[9], 구조재 료로 한국화이 바사의 E-glass/epoxy prepreg 인 HG181 (0.25t/eight-hamess satin) 과 HG120(0.13t / four-harness satin)으로 최종 선정하였다. 구조설계를 위해 glass/epoxy 복합재 적층 판에 대한 설계물성시험을 수행하였다.
, USA)를 선정하였다. 폼 코어와 외부 적층판 간의 박리(delamination)를 방지하기 위홍]] Cytec 사의 toughend epoxy 계인 FM73@(0.18t) 필름형 접착제를 사용하였다. 리브와 스파웹의 코어재료는 Hexcel사의 Nomex®- phenolic honeycomb인 HRH 10-3/16-2.

이론/모형

강도 관점에서의 설계 요구 조건은 극한하중 (ultimate load)하에서 하나의 층(layer)도 파손되면 안 된다는 Fir아 Ply Failure(FPF) 기준을 적용하였다.
날개 스팬 방향으로의 하중분포는 Schrenk method(NACA TM No.948)를 적용하여 구하였다. 이 방식은 큰 가로세로비를 가진 날개에서 유용한 방식으로써 비교적 정확한 근사값을 제공한다[4].
본 설계에 적용되는 파손기준(failure criteria) 으로서는 최대 변형률 파손기준(maximum strain failure criteria)을 적용하였다[13]. 시편의 파손기준으로 설정된 설계허용변형률(design allowable strain)은 Table 3에 나타내었다.

성능/효과

3) 층의 두께가 줄어들 때(ply drop-off) 기울기는 하중 방향으로 1/20, 비하중 방향으로는 1/10을 유지하게 하며, 구배 끝단 부에서 층간분리(delamination)를 최소화하기 위해 오버랩 시킨다.
설계 결과 추정된 구조중량은 Table 8에 정리된 바와 같이 39.8 kg이었으며, 식 (7)에서와 같이 Cessna사가 제안한 중량 추정 경험식μ8]을 사용하여 계산한 동일조건의 금속제 주익 중량 추정값은 46.3 kg이었다.
초기설계에서부터 제작 공정 조건에 대한 사항들을 설계에 반영함으로써 실제 제작시 발생될 수 있는 문제점을 최소화하였다. 해당 설계안의 무게추정결과, 금속제 주익 대비 약 14%의 경감 효과를 나타내었다. 향후 실험용 소형항공기에 대한 복합재 주익적용의 체계화를 통하여 고성능 층류형 익형을 적용케 될 시에는, 본 연구에서 도출된 기법을 이용함으로써 동급 항공기의 공력특성 향상 및 부품수의 감소로 인한 제작공정의 단축을 기대할 수 있을 것이다.
응력값을 기준으로 0°, 45°방향 각 층별로 산출된 변형율들은 Table 3에서 제시한 설계허용치와 비교하여 안전율 0 이상의 값을 갖도록 상자보 해석을 반복 수행하였다. 해석 결과, BL±200~±2500의 하부외피 45°층에서 최저값인 0.14를 나타내었다. 최종 결정 사양에 따른 각 부 굽힘응력들을 Table 5에 정리하였다.

후속연구

해당 설계안의 무게추정결과, 금속제 주익 대비 약 14%의 경감 효과를 나타내었다. 향후 실험용 소형항공기에 대한 복합재 주익적용의 체계화를 통하여 고성능 층류형 익형을 적용케 될 시에는, 본 연구에서 도출된 기법을 이용함으로써 동급 항공기의 공력특성 향상 및 부품수의 감소로 인한 제작공정의 단축을 기대할 수 있을 것이다.

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