장기운영된 항공기에는 비행시간의 누적에 따라 다양한 피로균열이 발생하며 이는 운영상 안전성 및 가동률을 저하시키는 요인이 된다. 이의 해결을 위하여 피로임계위치(Fatigue critical location, FCL)에 대한 균열 진전 해석은 매우 중요하다. 그러나 이러한 장기 운영된 항공기의 경우, 균열 진전 해석에 필수적인 FCL에서의 응력 스펙트럼 획득은 거의 불가능한 실정이다. 본 연구에서는 장기운영된 항공기 주익 구조물의 FCL에서의 균열 진전 해석을 수행하기 위하여, 먼저 주익 구조물에 대한 2차원 하드카피 형태의 도면으로부터 구축된 3차원CAD 모델에 대한 유한요소해석을 수행하였다. 또한 이러한 유한요소해석 결과 및 제한된 하중배수 자료를 기반으로 FCL에서의 전달함수와 응력 스펙트럼을 산출하였다. 상기 자료를 바탕으로 상용 균열 진전 해석 코드인 NASGRO를 이용하여 FCL에서의 균열진전해석을 수행하였다.
장기운영된 항공기에는 비행시간의 누적에 따라 다양한 피로균열이 발생하며 이는 운영상 안전성 및 가동률을 저하시키는 요인이 된다. 이의 해결을 위하여 피로임계위치(Fatigue critical location, FCL)에 대한 균열 진전 해석은 매우 중요하다. 그러나 이러한 장기 운영된 항공기의 경우, 균열 진전 해석에 필수적인 FCL에서의 응력 스펙트럼 획득은 거의 불가능한 실정이다. 본 연구에서는 장기운영된 항공기 주익 구조물의 FCL에서의 균열 진전 해석을 수행하기 위하여, 먼저 주익 구조물에 대한 2차원 하드카피 형태의 도면으로부터 구축된 3차원 CAD 모델에 대한 유한요소해석을 수행하였다. 또한 이러한 유한요소해석 결과 및 제한된 하중배수 자료를 기반으로 FCL에서의 전달함수와 응력 스펙트럼을 산출하였다. 상기 자료를 바탕으로 상용 균열 진전 해석 코드인 NASGRO를 이용하여 FCL에서의 균열진전해석을 수행하였다.
Aged aircraft have several cracks as a results of long-term service, and these cracks affect the safety and decrease the rate of operation of the aircraft. To solve these problems, crack propagation analysis should be performed to determine the service life at fatigue critical location(FCL). It is, ...
Aged aircraft have several cracks as a results of long-term service, and these cracks affect the safety and decrease the rate of operation of the aircraft. To solve these problems, crack propagation analysis should be performed to determine the service life at fatigue critical location(FCL). It is, however, almost impossible to obtain the stress spectrum, which is crucial for crack propagation analysis of the FCLs of wing structure of aged aircraft. In this study, to analyze the fatigue crack propagation behavior at the FCL of an aged aircraft, first finite element analysis is performed for a 3D geometry model of the aircraft wing structure, which is obtained using CATIA based on the paper drawings. Then, the transfer function and stress-spectrum of the FCL are derived using the load factor data and the FEA results. Finally, the crack propagation rates of the FCL are evaluated using the commercial software, NASGRO 6.0.
Aged aircraft have several cracks as a results of long-term service, and these cracks affect the safety and decrease the rate of operation of the aircraft. To solve these problems, crack propagation analysis should be performed to determine the service life at fatigue critical location(FCL). It is, however, almost impossible to obtain the stress spectrum, which is crucial for crack propagation analysis of the FCLs of wing structure of aged aircraft. In this study, to analyze the fatigue crack propagation behavior at the FCL of an aged aircraft, first finite element analysis is performed for a 3D geometry model of the aircraft wing structure, which is obtained using CATIA based on the paper drawings. Then, the transfer function and stress-spectrum of the FCL are derived using the load factor data and the FEA results. Finally, the crack propagation rates of the FCL are evaluated using the commercial software, NASGRO 6.0.
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문제 정의
본 연구의 목적인 항공기 주익 FCL 부위의 응력 스펙트럼 및 균열진전해석을 위해서는 주익 구조물의 3차원 모델링 데이터가 필요하다. 그러나 장기운영 항공기의 경우 이러한 데이터가 없는 관계로 기존에 존재하는 2D 도면 출력본과 범용 솔리드 모델링 코드인 CATIA V5(10)를 이용하여 주익 구조물의 3D 모델을 구축하였다.
가설 설정
이러한 관통균열의 경우, 이의 발생초기부터 관통균열이었다고는 보기 어려우므로 이의 초기 형상은 코너 균열(corner crack)이었으며 이의 성장에 따라 관통 균열로 성장하였다고 보는 것이 타당하다. 따라서 이의 초기 형상은 평판에서의 타원형 코너 균열(quarter elliptical corner crack in plate)이고 이의 성장에 따라 관통 균열(through crack at edge of plate)로 천이 거동하고 이에 작용하는 응력은 균열면에 수직한 인장응력으로 가정하였다. 여기서, 코너 균열에서 관통균열로의 천이는 코너 균열이 대상 형상의 경계에 도달했을 때 즉, 코너 균열의 길이가 대상물의 두께와 같아졌을 때 이는 동일한 균열 길이는 같는 관통균열로 천이된다고 가정하였다.
따라서 이의 초기 형상은 평판에서의 타원형 코너 균열(quarter elliptical corner crack in plate)이고 이의 성장에 따라 관통 균열(through crack at edge of plate)로 천이 거동하고 이에 작용하는 응력은 균열면에 수직한 인장응력으로 가정하였다. 여기서, 코너 균열에서 관통균열로의 천이는 코너 균열이 대상 형상의 경계에 도달했을 때 즉, 코너 균열의 길이가 대상물의 두께와 같아졌을 때 이는 동일한 균열 길이는 같는 관통균열로 천이된다고 가정하였다. 이러한 균열 천이거동은 NASGRO 프로그램에 통합되어 있는 알고리즘을 사용하였다.
7은 이러한 대표적 하중 배수 선도를 디지타이징하여 나타낸 것이다. 이러한 항공기의 하중배수와 특정 부위에서의 응력은 선형 관계를 유지한다고 가정하여 특정 임무에서의 응력 스펙트럼의 형상에 대한 정보를 획득하였다.
제안 방법
(1) 장기운영 항공기 주익 구조물을 대상으로 하드카피 형태의 도면을 바탕으로 하여 CATIA를 이용한 3차원 모델링 작업을 수행하였다.
(2) ABAQUS를 이용한 정적 유한요소해석을 수행하여 주익에 작용하는 외력으로 인한 최대응력 발생지점, 최대응력의 크기, 모멘트 스펙트럼과 특정 부위의 응력간의 관계를 평가하였다.
(3) 항공기의 하중배수 스펙트럼, 구조물의 선형성에 대한 가정 및 전달함수 등을 종합적으로 고려하여 기존의 제한된 데이터로부터 항공기 주익 특정 부위의 응력-스펙트럼 산출을 위한 알고리즘을 개발하였다.
(4) 산출된 응력-스펙트럼과 상용 균열진전해석 코드인 NASGRO을 이용하여 FCL 부위 부위에 대한 균열진전해석을 수행하였다. 이 결과, FCL 부위의 피로수명은 약 1,500 비행시간 이하로 평가되었다.
이의 해결을 위하여 본 논문에서는 장기운영 항공기의 주익 구조물을 대상으로 1) 주익 구조물의 응력 분포 평가를 위한 유한요소해석, 2) 항공기의 임무 형태별 비행하중 스펙트럼 및 유한요소해석을 이용한 FCL 부위 응력스펙트럼 산출 및 3) 피로균열진전해석 코드를 이용하여 FCL 부위에 대한 피로균열진전해석을 수행하였다.
균열진전해석을 위해서는 국부 응력스펙트럼이 요구되나 이는 전무한 실정이므로 본 연구에서는 참고문헌(14)의 임무별 하중 배수 스펙트럼 및 임무 분담률 자료를 이용하여 FCL 부위의 응력 스펙트럼을 획득할 수 있는 알고리즘을 개발하였다. Fig.
본 연구의 목적인 항공기 주익 FCL 부위의 응력 스펙트럼 및 균열진전해석을 위해서는 주익 구조물의 3차원 모델링 데이터가 필요하다. 그러나 장기운영 항공기의 경우 이러한 데이터가 없는 관계로 기존에 존재하는 2D 도면 출력본과 범용 솔리드 모델링 코드인 CATIA V5(10)를 이용하여 주익 구조물의 3D 모델을 구축하였다.
또한 주익 내측부 결합면에 구속 조건을 가하였으며, 솔리드 및 셀 요소사이에는 다중점 구속(MPC)를 적용하여 자유도 불일치에서 발생하는 힌지 연결을 방지하였다. 또한 하중조건의 경우, 참고 문헌(14)을 통하여 확보된 기준 위치(15% spar/WS123)에 대한 굽힘 모멘트를 토대로 FCL의 응력스펙트럼을 산출하기 위한 정적유한요소해석을 수행하고자 하므로, 이를 위하여 기준 위치에 80ft-lb의 굽힘 모멘트를 부하하였다.
또한 주익 내측부 결합면에 구속 조건을 가하였으며, 솔리드 및 셀 요소사이에는 다중점 구속(MPC)를 적용하여 자유도 불일치에서 발생하는 힌지 연결을 방지하였다. 또한 하중조건의 경우, 참고 문헌(14)을 통하여 확보된 기준 위치(15% spar/WS123)에 대한 굽힘 모멘트를 토대로 FCL의 응력스펙트럼을 산출하기 위한 정적유한요소해석을 수행하고자 하므로, 이를 위하여 기준 위치에 80ft-lb의 굽힘 모멘트를 부하하였다.
를 사용하여 솔리드(C3D8) 및 쉘 요소(S4)를 적절히 사용하여 요소를 분할하였으며 사용된 요소의 수는 총 49,789개이다. 여기서 FCL 부위는 해의 정확성을 높이기 위하여 요소 크기를 줄여 가며 해석을 수행하여 등력 특이점이 발생ㅎ지 않는 범위에서 정성적으로 보다 세밀하게 분할(Fig. 3)하여 해석의 정확도를 높였다. 또한 주익 구조물의 각 부위에 적용된 재료는 Al 합금인 7075-T73, 7075-T6, 7175-T736 및 7175-T7536의 4종류로서 이들의 물성치는 공개 자료(13)를 이용하였다.
이러한 기준 위치에서의 모멘트 스펙트럼을 이용하여 FCL에서의 응력 스펙트럼을 구하기 위해서는 기준 위치에 모멘트에 작용할 때 이로 인한 FCL 부위의 응력 성분을 구하여야 한다. 이는 2장에서 구축된 유한요소모델에 굽힘 모멘트(10ft-lb ~ 80ft-lb, 10ft-lb씩 증가)를 부하하여 해석을 수행하여 구하였다. Fig.
이러한 하중 배수 스펙트럼과 참고문헌에 제시된 기준 위치에서의 응력 스펙트라(stress spectra)를 이용하여 기준 위치에서의 응력 스펙트럼을 산출하였다. 이의 결과와 기준 위치에서의 전달 함수를 통하여 특정부위에서의 모멘트 스펙트럼을 구하였으며 Fig.
장기운영 항공기 주익 FCL 부위에 대한 균열 진전해석에 앞서 본 연구에서 제안한 방법의 타당성을 검증하기 위하여 기준 위치에서의 응력 스펙트럼을 이용하여 기준 위치에 대한 해석을 수행하였다. Fig.
현장 사전조사와 균열 발생원인 분석을 통하여 해석에 적용될 경계조건 및 하중조건을 정의하였으며, 2.1절에서 구축된 3D 모델을 대상으로 유한요소해석을 진행하였다. 사용된 유한요소해석 코드 ABAQUS 6.
대상 데이터
또한 균열진전해석에 필요한 물성치는 FCL 부위의 재료인 7175-T73654 Al 합금과 가장 유사한 7175-T7351 평판을 선정하여 사용하였다. 두께 t는 66% spar의 플랜지 부분 두께와 동일한 3.465mm로 하였으며 판폭 W는 플랜지끝단에서 플랜지와 웹이 만나는 부분까지의 거리인 29.464mm를 사용하였다.
또한 균열진전해석에 필요한 물성치는 FCL 부위의 재료인 7175-T73654 Al 합금과 가장 유사한 7175-T7351 평판을 선정하여 사용하였다. 두께 t는 66% spar의 플랜지 부분 두께와 동일한 3.
3)하여 해석의 정확도를 높였다. 또한 주익 구조물의 각 부위에 적용된 재료는 Al 합금인 7075-T73, 7075-T6, 7175-T736 및 7175-T7536의 4종류로서 이들의 물성치는 공개 자료(13)를 이용하였다.
이러한 균열 천이거동은 NASGRO 프로그램에 통합되어 있는 알고리즘을 사용하였다. 또한 초기 균열 길이는 침투탐상법(Dye penetrant)을 통하여 측정 가능한 최소균열길이로 미국항공우주국(NASA)에서 권고(15)하고 있는 균열 깊이 a=2.54mm, 초기 균열형상비 a/c=0.66667을 사용하였다.
요소 분할은 HyperMesh(12)를 사용하여 솔리드(C3D8) 및 쉘 요소(S4)를 적절히 사용하여 요소를 분할하였으며 사용된 요소의 수는 총 49,789개이다. 여기서 FCL 부위는 해의 정확성을 높이기 위하여 요소 크기를 줄여 가며 해석을 수행하여 등력 특이점이 발생ㅎ지 않는 범위에서 정성적으로 보다 세밀하게 분할(Fig.
이론/모형
0(15)을 사용하였다. 또한 균열진전식은 하한계 응력확대계수범위와 파괴인성을 고려한 식 (1)의 NASGRO 방정식을 이용하였다.
또한 변동하중하의 하중간섭효과를 고려하기 위하여 Willenborg(16)가 제안한 모델을 사용하였다.
본 연구에서는 상용 균열진전해석코드인 NASGRO Ver. 6.0(15)을 사용하였다. 또한 균열진전식은 하한계 응력확대계수범위와 파괴인성을 고려한 식 (1)의 NASGRO 방정식을 이용하였다.
1절에서 구축된 3D 모델을 대상으로 유한요소해석을 진행하였다. 사용된 유한요소해석 코드 ABAQUS 6.7(11)을 사용하였다.
여기서, 코너 균열에서 관통균열로의 천이는 코너 균열이 대상 형상의 경계에 도달했을 때 즉, 코너 균열의 길이가 대상물의 두께와 같아졌을 때 이는 동일한 균열 길이는 같는 관통균열로 천이된다고 가정하였다. 이러한 균열 천이거동은 NASGRO 프로그램에 통합되어 있는 알고리즘을 사용하였다. 또한 초기 균열 길이는 침투탐상법(Dye penetrant)을 통하여 측정 가능한 최소균열길이로 미국항공우주국(NASA)에서 권고(15)하고 있는 균열 깊이 a=2.
성능/효과
이러한 오차는 응력 스펙트럼의 기본이 되는 하중배수 선도가 각 임무별 1개만 존재하므로 동일 임무 내에서도 발생 가능한 임무간 편차를 고려하지 못하기 때문이라고 판단된다. 그러나 이러한 오차에도 불구하고 피로수명의 관점에서는 20% 정도의 오차는 데이터 흩어짐 범위(scatter range)안에 들어간다고 할 수 있으므로 본 연구과제에서 제안한 균열진전해석절차는 타당성이 있다고 판단된다.
12는 이러한 조건에 대한 비행시간 대 균열길이에 대한 그림이다. 그림에서 알 수 있듯이, FCL 부위의 피로수명은 약 2,300 비행시간으로 평가되었으며 특히 1,500 비행시간 경과후 균열 진전은 급격히 가속됨을 알 수 있었다. Fig.
따라서 본 연구의 FCL 부위는 약 15mm의 임계균열길이와 약 2,300 비행시간의 피로수명을 갖지만 허용균열길이와 잔류강도를 고려한 피로 수명은 약 1,500 비행시간임을 알 수 있다.
(4) 산출된 응력-스펙트럼과 상용 균열진전해석 코드인 NASGRO을 이용하여 FCL 부위 부위에 대한 균열진전해석을 수행하였다. 이 결과, FCL 부위의 피로수명은 약 1,500 비행시간 이하로 평가되었다. .
초기 균열의 형상과 이의 크기를 정의하기 위하여 Fig. 5의 실제 균열 형상을 평가한 결과 이는 spar의 플랜지 부분에서 발견되었으며 약 10mm길이의 관통 균열로 플랜지 가장자리에서 플랜지와 web이 연결되는 중심부로 진전한 것으로 판단되었다. 이러한 관통균열의 경우, 이의 발생초기부터 관통균열이었다고는 보기 어려우므로 이의 초기 형상은 코너 균열(corner crack)이었으며 이의 성장에 따라 관통 균열로 성장하였다고 보는 것이 타당하다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
장기운영된 항공기의 문제점은 무엇인가?
장기운영된 항공기에는 비행시간의 누적에 따라 다양한 피로균열이 발생하며 이는 운영상 안전성 및 가동률을 저하시키는 요인이 된다. 이의 해결을 위하여 피로임계위치(Fatigue critical location, FCL)에 대한 균열 진전 해석은 매우 중요하다.
장기 운영된 항공기 주익 구조물의 FCL에서의 균열 진전 해석을 수행하기 위하여 본 연구에서는 무엇을 수행하였는가?
그러나 이러한 장기 운영된 항공기의 경우, 균열 진전 해석에 필수적인 FCL에서의 응력 스펙트럼 획득은 거의 불가능한 실정이다. 본 연구에서는 장기운영된 항공기 주익 구조물의 FCL에서의 균열 진전 해석을 수행하기 위하여, 먼저 주익 구조물에 대한 2차원 하드카피 형태의 도면으로부터 구축된 3차원 CAD 모델에 대한 유한요소해석을 수행하였다. 또한 이러한 유한요소해석 결과 및 제한된 하중배수 자료를 기반으로 FCL에서의 전달함수와 응력 스펙트럼을 산출하였다. 상기 자료를 바탕으로 상용 균열 진전 해석 코드인 NASGRO를 이용하여 FCL에서의 균열진전해석을 수행하였다.
공군에서 운영되고 있는 장기운영 항공기의 문제점은 무엇인가?
또한 이러한 균열진전해석을 위해서는 해당 FCL 부위의 응력스펙트럼 자료를 반드시 보유하고 있어야 한다.(8,9) 그러나 공군에서 운영되고 있는 장기운영 항공기 중 일부 기종의 경우, 임무 형태별 하중배수 자료만 일부 보유하고 있으며, FCL 부위의 3차원 모델링 및 응력스펙트럼 자료는 전무한 실정으로서 FCL 부위에 대한 파괴역학 기반 피로균열진전해석은 불가능한 실정이다.
참고문헌 (16)
Kim, W. D., 2007, "Fatigue Life Prediction of Composite Patch for Edge Cracked Aluminum Plate," Trans. of the KSAS, Vol. 35, No. 1, pp. 51-57.
Baker, A.A. and Jones, R., 2002, "Advances in the Bonded Composite Repair of Metalic Aircraft Structure," Elsevier, Vol. 1, 2.
Jones, R. and Smith, W.R., 1995, "Continued Airworthiness of Composite Repairs to Primary Structures for Military Aircraft," Composite Structures, Vol. 33, pp. 17-26.
Kim W.D., 1999, "Experimental Study on the Center Crack Repair by Composite Patch," Trans. of the KSAS, Vol. 27, No. 8, pp.71-78.
Lee, H.Y., Hwang, M.S. and Kim, J.W., 2002, "Analysis Fatigue Life & Damage Tolerance for Engine Mount," Proceeding of KSAS, pp.408-411.
Shim, D.S., Hwang, D.Y. and Kim, J.K., 2002, "Prediction of Crack Growth in 2124-T851 Al-Alloy Under Flight-Simulation Loading," Trans. of the KSME(A), Vol. 26, No. 8, pp. 1487-1494.
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