비상착륙상황에서 승객의 안전을 향상시키기 위한 내추락 설계는 회전익기 설계 개발에 있어 필수적이다. 특히, 추락 시 착륙장치는 상대적으로 많은 에너지를 흡수할 수 있기 때문에, 내추락 설계에 있어 중요한 역할을 한다. 군사규격에서는 착륙장치의 에너지 흡수능력 뿐만 아니라, 파손 후 동체를 뚫고 들어가 승객에게 2차 피해를 주지 않아야 함을 규정하고 있다. 이와 같은 군사규격을 만족하기 위해서는 파손장치와 같은 내추락 장치를 마련하여, 착륙장치가 파손 후 안전하게 붕괴되어 동체를 뚫고 들어가지 않도록 해야 한다. 본 연구에서는 회전익기 착륙장치에 필수적인 파손장치의 설계 및 설계개발시험을 수행하였다. 먼저 착륙장치가 동체를 뚫고 들어가지 않도록 하기 위한 붕괴 과정을 결정하였다. 다음으로 파손장치에서 가장 중요한 부품인 파손 핀을 설계하였고, 설계기준을 만족하도록 2가지 강도 범위로 설계되었다. 최종적으로 설계개발시험을 통해 파손장치 설계를 성공적으로 검증하였다.
비상착륙상황에서 승객의 안전을 향상시키기 위한 내추락 설계는 회전익기 설계 개발에 있어 필수적이다. 특히, 추락 시 착륙장치는 상대적으로 많은 에너지를 흡수할 수 있기 때문에, 내추락 설계에 있어 중요한 역할을 한다. 군사규격에서는 착륙장치의 에너지 흡수능력 뿐만 아니라, 파손 후 동체를 뚫고 들어가 승객에게 2차 피해를 주지 않아야 함을 규정하고 있다. 이와 같은 군사규격을 만족하기 위해서는 파손장치와 같은 내추락 장치를 마련하여, 착륙장치가 파손 후 안전하게 붕괴되어 동체를 뚫고 들어가지 않도록 해야 한다. 본 연구에서는 회전익기 착륙장치에 필수적인 파손장치의 설계 및 설계개발시험을 수행하였다. 먼저 착륙장치가 동체를 뚫고 들어가지 않도록 하기 위한 붕괴 과정을 결정하였다. 다음으로 파손장치에서 가장 중요한 부품인 파손 핀을 설계하였고, 설계기준을 만족하도록 2가지 강도 범위로 설계되었다. 최종적으로 설계개발시험을 통해 파손장치 설계를 성공적으로 검증하였다.
To improve occupants' safety in an emergency, crashworthy design is necessary to rotorcraft design and development. Especially, landing gear has the important role for crashworthy design because landing gear absorbs relatively large energy for the crash landing. In addition, military specifications ...
To improve occupants' safety in an emergency, crashworthy design is necessary to rotorcraft design and development. Especially, landing gear has the important role for crashworthy design because landing gear absorbs relatively large energy for the crash landing. In addition, military specifications require failure of landing gear shall not increase danger to any occupants by penetration of the airframe. To meet the specification requirements, crashworthiness device like failure mechanism should be prepared so that landing gear is collapsed safely and doesn't penetrate the airframe. In this study, design and design development test of the failure mechanism which is necessary for the rotorcraft landing gear was performed. First, collapse scenario was determined for the landing gear not to penetrate the airframe. Then, the failure pin which is the most important part of the failure mechanism was designed with 2 strength range in order to meet design criteria. Finally, design of the failure mechanism was verified successfully by design development test.
To improve occupants' safety in an emergency, crashworthy design is necessary to rotorcraft design and development. Especially, landing gear has the important role for crashworthy design because landing gear absorbs relatively large energy for the crash landing. In addition, military specifications require failure of landing gear shall not increase danger to any occupants by penetration of the airframe. To meet the specification requirements, crashworthiness device like failure mechanism should be prepared so that landing gear is collapsed safely and doesn't penetrate the airframe. In this study, design and design development test of the failure mechanism which is necessary for the rotorcraft landing gear was performed. First, collapse scenario was determined for the landing gear not to penetrate the airframe. Then, the failure pin which is the most important part of the failure mechanism was designed with 2 strength range in order to meet design criteria. Finally, design of the failure mechanism was verified successfully by design development test.
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문제 정의
군사규격을 만족하기 위해서는 추락착륙 시 발생하는 일정 하중이상에서 착륙장치 일부가 파손되어 착륙장치가 안전하게 붕괴되도록 해야 하며, 이를 위해서는 적절한 내추락 장치의 개발이 필수적이다. 본 연구에서는 회전익기 착륙장치 개발에 필수적인 내추 락 장치인 파손장치 (Failure Mechanism)의 설계/해석 과정을 제시하고, 설계개발시험 (Design Development Test)을 통해 그 결과의 타당성을 검증한다.
가설 설정
항공기는 수직으로만 착륙하며, 자세(Attitude)는 수평으로 가정하였다. 추락착륙 시 착륙장치는 Heavy 착륙에 해당하는 에너지만 흡수하는 것으로 가정하였다.
Heavy 착륙과 추락착륙의 강하속도 (Decent Velocity)는 DEF STAN 00-970 Part 7 Section 3의 Leaflet 307고과 Leaflet 307/2의 85% 생존 추락 (Survivable Crash) 조건을 각각 적용하였다. 항공기는 수직으로만 착륙하며, 자세(Attitude)는 수평으로 가정하였다. 추락착륙 시 착륙장치는 Heavy 착륙에 해당하는 에너지만 흡수하는 것으로 가정하였다.
제안 방법
3번의 파손장치 작동시험을 수행하였다. 첫 번째 작동시험을 통해 분리레버 (Release Lever)의 설계를 변경하였으며, 두 번째 작동시험을 통해 파손 핀의 내경을 변경하였다.
Heavy 착륙과 추락착륙의 강하속도 (Decent Velocity)는 DEF STAN 00-970 Part 7 Section 3의 Leaflet 307고과 Leaflet 307/2의 85% 생존 추락 (Survivable Crash) 조건을 각각 적용하였다. 항공기는 수직으로만 착륙하며, 자세(Attitude)는 수평으로 가정하였다.
상기 ①과 ②를 고려하여 해석한 결과 식 (1)과 같은 오일 압력간의 관계식을 구하였다. VI-Grade 의 VI-Aircraft를 이용하여 착륙하중 및 오일 압력을 산출하였다.
두 번째 작동시험 결과를 통해 파손 핀 내 경을 증가시켰다. 3.
그러나 추락착륙에서는 수직하중만 작용하므로 수평 하중을 주로 담당하는 드래그 스테이를 파손시키기 위해서는 적절한 장치가 마련되어야 한다. 따라서 Fig. 3고고 같이 3절 링크 형태로 드래그 스테이를 설계하고 완충기 상부에 파손 장치를 설치하여 수직하중에 의해서도 완충기와 드래그스테이가 분리되어 동체내부로 들어가도록 착륙장치를 설계하였다.
본 논문에서는 착륙장치 내추락 장치인 파손 장치에 대한 설계/해석 과정을 제시하고, 설계개발시험을 통해 그 결과를 검증하였다 파손 핀은 추락착륙 시에는 파손되어야 하고 Heavy 착륙 시에는 파손되어서는 안 되며, 파손장치 각 구성품의 공차와 파손 핀의 강도 범위를 고려하여 파손 핀을 설계해야 한다. 이러한 조건을 만족하는 파손 핀을 설계하기 위해 핀의 강도 범위를 2가지로 나누어 설계하였고, 그 결과설계기준을 만족하는 파손 핀의 설계를 완료하였다.
결정해야 한다. 본 연구에서는 Fig. 2와 같이, 설정된 일정 하중에서 착륙장치 완충기와 드래그 스테이가 분리된 후 착륙장치가 회전하여 동체 내부로 들어가도록 붕괴 과정을 설정하였다.
분리레버 설계를 변경하여 두 번째 시험을 수행하였다. 시험은 2번 수행하였고, 파손장치는 설계 파손압력의 95.
산출된 오일압력과 설계기준에 대해 파손 핀의 응력해석을 수행하였다. Fig.
파손 핀 파손시험을 통해 파손 핀의 파손하 중을 검증한 후, 최종적으로 파손장치 작동시험 을 통해 파손장치의 설계를 검증하였다. 설계개 발시험을 통해 파손 핀 및 파손장치의 설계를 최 종 확정하였다.
이러한 조건을 만족하는 파손 핀을 설계하기 위해 핀의 강도 범위를 2가지로 나누어 설계하였고, 그 결과설계기준을 만족하는 파손 핀의 설계를 완료하였다. 설계개발시험 (파손 핀 파손시험과 파손장치 작동시험)을 통해 착륙장치 파손장치 설계의 타당성을 검증하였다. 착륙장치 추락 낙하시험(Drop Test)을 통해 착륙장치 내추락 설계를 최종 검증할 예정이다
시험은 2번 수행하였고, 파손장치는 설계 파손압력의 95.5%와 92.9%에서 작동하였다.
7과 같다. 유압 작동기 (Hydraulic Actuator)를 통해 드래그 스테이 분리하중(Detach Load)을 가하였고, 모사(Dummy) 완충기 내부에는 유압 펌프를 이용하여 오일 압력을 가하였다. 작동 압력은 추락 시 압력으로서 극한하중이기 때문에 시험 후 모사 구조물을 제외한 모든 시편을 교체하여 다음 시험을 수행하였다.
한다. 이러한 조건을 만족하는 파손 핀을 설계하기 위해 핀의 강도 범위를 2가지로 나누어 설계하였고, 그 결과설계기준을 만족하는 파손 핀의 설계를 완료하였다. 설계개발시험 (파손 핀 파손시험과 파손장치 작동시험)을 통해 착륙장치 파손장치 설계의 타당성을 검증하였다.
유압 작동기 (Hydraulic Actuator)를 통해 드래그 스테이 분리하중(Detach Load)을 가하였고, 모사(Dummy) 완충기 내부에는 유압 펌프를 이용하여 오일 압력을 가하였다. 작동 압력은 추락 시 압력으로서 극한하중이기 때문에 시험 후 모사 구조물을 제외한 모든 시편을 교체하여 다음 시험을 수행하였다.
3번의 파손장치 작동시험을 수행하였다. 첫 번째 작동시험을 통해 분리레버 (Release Lever)의 설계를 변경하였으며, 두 번째 작동시험을 통해 파손 핀의 내경을 변경하였다. 세 번째 시험을 통해 파손장치 설계의 타당성을 최종 확인하였다.
설계개발시험은 파손 핀 파손시험 (Failure Test of Failure Pin)과 파손장치 작동시험 (Operation Test of Failure Mechanism)으로 나뉜 다. 파손 핀 파손시험을 통해 파손 핀의 파손하 중을 검증한 후, 최종적으로 파손장치 작동시험 을 통해 파손장치의 설계를 검증하였다. 설계개 발시험을 통해 파손 핀 및 파손장치의 설계를 최 종 확정하였다.
작동하였다. 파손 핀의 변위를 고려하여 파손 장치의 분리레버 설계를 변경하였다. (Fig.
파손 핀의 변형과 드래그 스테이 분리하중에 의한 모멘트 (冏* £)가 파손 핀에 작용하여 파손 핀에 설계 하중보다 더 큰 하중이 작용하였으며, 이로 인해 설계 파손압력보다 작은 압력에서 파손장치가 작동하였다. (Fig.
파손장치 설계를 검증하기 위해 설계개발시험 을 수행하였다. 설계개발시험은 파손 핀 파손시험 (Failure Test of Failure Pin)과 파손장치 작동시험 (Operation Test of Failure Mechanism)으로 나뉜 다.
파손장치가 설계 파손압력의 40%에서 작동하였다 파손 핀의 변위로 인해 파손 핀의 파손이 발생하기 전에 드래그 스테이가 완충기로부터 분리되어 파손 장치가 작동하였다. 파손 핀의 변위를 고려하여 파손 장치의 분리레버 설계를 변경하였다.
대상 데이터
5개의 시편에 대해 시험을 수행하였다. 만능시험기(UTM)의 변위제어를 통해 2mm/min.
본 연구에서 사용한 착륙장치 형상은 Fig. 1과 같다. 착륙장치는 동체 중앙에 위치하며, 핀틀 핀(Pintle Pin)은 수직 하중(Vertical Load)과 즉면 하중 (Side Load) 을 지지하며, 드래그 스테이 (Drag Stay)는 수평 하중(Drag Load)을 지지한다.
Strength)이다. 재료는 AISI 4340을 사용하였으며 재료 물성치는 mmpds(4)에 제시된 값을 사용하였다.
성능/효과
첫 번째 작동시험을 통해 분리레버 (Release Lever)의 설계를 변경하였으며, 두 번째 작동시험을 통해 파손 핀의 내경을 변경하였다. 세 번째 시험을 통해 파손장치 설계의 타당성을 최종 확인하였다.
세 번째 작동시험은 성공적으로 수행하였으며, 그 결과는 Table 7과 같다 시험 결과는 설계 파손압력에 대한 시험 파손압력의 차이로 나타내었다 설계 파손압력과 시험 파손압력의 평균 차이는 1.0%로서, 시험 결과가 해석과 잘 일치함을 알 수 있으며 이로서 파손장치 설계가 타당함을 검증하였다.
후속연구
설계개발시험 (파손 핀 파손시험과 파손장치 작동시험)을 통해 착륙장치 파손장치 설계의 타당성을 검증하였다. 착륙장치 추락 낙하시험(Drop Test)을 통해 착륙장치 내추락 설계를 최종 검증할 예정이다
참고문헌 (4)
Defence Standard 00-970 Part 7/1 Section 3, Structural Strength and Design for Operation on Specified Surfaces, 2006
MIL-STD-1290A, Light Fixed and Rotary-Wing Aircraft Crash Resistance, 1988
MDC Report J0600, McDonnell Douglas Stress Manual, 1969
DOT/FAA/AR-MMPDS-01, Metallic Materials Properties Development and Standardization (MMPDS), 2003
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