항공기 구조는 신뢰성 보장을 위해 피로하중에 대한 수명예측이 중요한 분야로 고려되고 있다. 본 논문에서는 항공기 비행안전과 가장 밀접한 엔진 지지구조물을 대상으로 S-N 곡선과 등가응력을 이용하여 선형누적손상 이론을 적용한 피로수명 해석을 수행하였다. 내추락 하중 조건에서 정적강도 해석의 최대응력은 가위형 링크 부위에 1,080MPa를 나타내었으며, 이는 온도감소계수를 적용한 허용응력보다 약 5%의 여유를 가지고 있다. 피로하중 조건에서 최대응력은 가위형 링크 부위에 876MPa로 가장 높았으며, 이 때 응력방정식 계수도 0.019MPa/N으로 최대를 나타내었다. 피로수명 해석에 의한 안전수명은 가위형 링크 상단부에 있는 프레팅 영역이 416,667H이고, 다른 부위는 무한수명이 산출되어, 항공기 엔진 지지구조물(가위형 링크, 직선형 링크)은 피로수명 요구도를 충족하는 것으로 확인되었다.
항공기 구조는 신뢰성 보장을 위해 피로하중에 대한 수명예측이 중요한 분야로 고려되고 있다. 본 논문에서는 항공기 비행안전과 가장 밀접한 엔진 지지구조물을 대상으로 S-N 곡선과 등가응력을 이용하여 선형누적손상 이론을 적용한 피로수명 해석을 수행하였다. 내추락 하중 조건에서 정적강도 해석의 최대응력은 가위형 링크 부위에 1,080MPa를 나타내었으며, 이는 온도감소계수를 적용한 허용응력보다 약 5%의 여유를 가지고 있다. 피로하중 조건에서 최대응력은 가위형 링크 부위에 876MPa로 가장 높았으며, 이 때 응력방정식 계수도 0.019MPa/N으로 최대를 나타내었다. 피로수명 해석에 의한 안전수명은 가위형 링크 상단부에 있는 프레팅 영역이 416,667H이고, 다른 부위는 무한수명이 산출되어, 항공기 엔진 지지구조물(가위형 링크, 직선형 링크)은 피로수명 요구도를 충족하는 것으로 확인되었다.
The fatigue life is estimated while determining the reliability of aircraft structures. In this study, the estimation of fatigue life was carried out on the basis of a cumulative damage theory; the working S-N curve and the equivalent stress on the engine support structure significantly affect the s...
The fatigue life is estimated while determining the reliability of aircraft structures. In this study, the estimation of fatigue life was carried out on the basis of a cumulative damage theory; the working S-N curve and the equivalent stress on the engine support structure significantly affect the safety of the aircraft. The maximum stress observed was 1,080 MPa in the case of scissors link under crash load condition, and there was a 5% margin for the allowable stress corresponding to the temperature reduction factor. The maximum stress was 876 MPa, and the stress equation coefficient had a maximum value of 0.019 MPa/N in the case of scissors link under fatigue loads. In the results of the fatigue life analysis, the safety life in a fretting area of scissors link upper part was 416,667 flight hour, and other parts showed to infinite life. Therefore, it was demonstrated that the fatigue life requirement of aircraft engine support structure (scissors link, straight link) could be satisfied.
The fatigue life is estimated while determining the reliability of aircraft structures. In this study, the estimation of fatigue life was carried out on the basis of a cumulative damage theory; the working S-N curve and the equivalent stress on the engine support structure significantly affect the safety of the aircraft. The maximum stress observed was 1,080 MPa in the case of scissors link under crash load condition, and there was a 5% margin for the allowable stress corresponding to the temperature reduction factor. The maximum stress was 876 MPa, and the stress equation coefficient had a maximum value of 0.019 MPa/N in the case of scissors link under fatigue loads. In the results of the fatigue life analysis, the safety life in a fretting area of scissors link upper part was 416,667 flight hour, and other parts showed to infinite life. Therefore, it was demonstrated that the fatigue life requirement of aircraft engine support structure (scissors link, straight link) could be satisfied.
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문제 정의
따라서 본 연구에서는 비행안전과 가장 밀접한 항공기 구성품중 엔진에 대한 지지구조물의 피로수명 예측 방법을 제시하고, 요구수명의 충족여부를 확인하였다.
제안 방법
(10) 항공기가 독립적인 방향(전, 후, 상, 하, 좌, 우)으로 추락하는 6가지 경우와 복합적인 방향으로 추락하는 6가지 경우를 구분해서 표시하였으며, 각각의 조건중 가장 치명적인 하중조건을 적용하여 해석을 수행하였다.
2에 나타낸 바와 같이 엔진의 좌, 우측과 끝 부분의 3점지지로 되어 있다. 그러나 엔진 끝 부분은 항공기 주 구조물과 직접 견고하게 고정되어 있기 때문에 엔진 좌, 우측에 설치된 지지구조물을 대상으로 해석을 수행하였다.
6과 같은 탄소성 해석을 수행하였다. 그리고 온도가 높지 않은 직선형 링크는 탄성해석을 실시하였다.
엔진 좌, 우측 지지구조물은 서로 동일한 형상으로 되어 있으며, 지지구조물간 내부응력 분포와 크기가 매우 유사하기 때문에 우측 지지구조물에 대해서만 해석결과를 분석하였다.
엔진으로부터 고온이 전달되는 가위형 링크는 최대응력이 발생되는 부위의 온도조건(Fig. 8, 325℃)을 적용하여 Fig. 6과 같은 탄소성 해석을 수행하였다. 그리고 온도가 높지 않은 직선형 링크는 탄성해석을 실시하였다.
정적강도 해석 결과에 따라 응력집중이 큰 부분을 피로해석 핵심부위(Critical zone)로 선정하였으며, Fig. 7에 나타낸 바와 같이 이를 프레팅 영역 여부로 구분하였다.
한편, 피로강도 해석의 경우 항공기 총 운용시간 중 각각의 비행형태(이륙, 착륙, 상승, 하강, 선회, 수평 등)에 대해 중량, 고도, 속도 등의 비행방법별 점유율을 고려한 설계하중 스펙트럼을 적용하였으며, 이러한 설계하중 스펙트럼에서 엔진 지지구조물이 받는 하중을 입력조건으로 해석을 수행하였다.
항공기 비행안전과 가장 밀접한 엔진 지지구조물을 대상으로 선형누적손상 이론을 적용한 피로수명 예측과 요구수명 충족여부를 검토하였다. 얻어진 결과를 요약하면 다음과 같다.
대상 데이터
엔진 지지구조물은 스테인레스강인 PH13-8Mo로 되어 있으며, Fig. 3에 나타낸 바와 같이 엔진무게로 인한 굽힘 모우멘트를 받는 가위형 링크(Scissors link)와 압축하중을 받는 직선형 링크(Straight link)로 구성되어 있고, 가위형 링크는 상단부(Upper part)와 하단부(Lower Part)로 나눌 수 있다.
이론/모형
정적강도를 산출하기 위한 FEM 해석모델은 Fig. 5와 같으며, NASTRAN 프로그램의 CHEXA, CBUSH, RBE2 등 전용 도구(Tool)를 사용하였다.
성능/효과
(1) 내추락 하중 조건에서 정적강도의 최대응력은 가위형 링크 부위에 1,080MPa을 나타내었으며, 온도감소계수를 적용한 허용응력보다 약 5%의 여유를 가지고 있다.
(2) 피로하중하에서 최대응력은 가위형 링크 부위에 876MPa로 가장 높았으며, 이 때 응력방정식 계수도 0.019MPa/N으로 최대를 나타내었다.
(3) 피로수명 해석에 의한 안전수명은 가위형 링크 상단부에 있는 프레팅 부위가 416,667H이고, 다른 부위는 무한수명을 나타내었다.
(4) 엔진 지지구조물의 피로수명 해석결과 가위형 링크와 직선형 링크 모두 요구수명(10,000H)을 충족하는 것으로 확인되었다.
4와 Table 1에 나타내었다.(9) 상온을 기준으로 온도변화에 따른 항복강도와 인장강도를 백분율과 온도감소계수(KU, KY)로 표시하였으며, 온도 증가에 따라 항복강도와 인장강도가 감소함을 알 수 있다.
단지, 가위형 링크 상단부의 프레팅 영역은 0.4×106Hz(점 P)에서 높은 등가응력이 발생하여 약 0.0024에 해당하는 손상이 나타났으며, 이로 인해 Minor's rule을 적용한 안전수명은 416,667H로 판단되었으나, 엔진 지지구조물의 요구도인 10,000H을 충족하는 것으로 평가되었다.
따라서 최대응력은 Table 3에 나타낸 바와 같이 가위형 링크에 1,080MPa이었고, 이 때 325℃의 온도감소계수를 적용한 허용응력 1,137MPa보다 약 5%의 여유를 가지고 있는 것으로 확인되었다.
엔진 지지구조물의 최대응력과 응력방정식 계수 산출결과를 Table 4에 나타내었다. 표에서 알 수 있듯이 가위형 링크 상단부의 프레팅 영역이 아닌 곳에서 최대응력이 876MPa로 가장 높았으며, 이 때 응력방정식 계수도 0.019MPa/N로 최대를 나타내고 있음을 알 수 있다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
항공기 구조의 설계시 특징은 무엇인가?
항공기 구조는 설계시에 경량화와 안전성이 동시에 요구되며, 운용수명 동안에 충분한 신뢰성 보장을 위해 피로하중에 대한 수명예측이 중요한 요소로 고려되고 있다.
엔진 지지구조물은 어떻게 지지가 되어있나?
엔진 지지구조물은 Fig. 2에 나타낸 바와 같이 엔진의 좌, 우측과 끝 부분의 3점지지로 되어 있다. 그러나 엔진 끝 부분은 항공기 주 구조물과 직접 견고하게 고정되어 있기 때문에 엔진 좌, 우측에 설치된 지지구조물을 대상으로 해석을 수행하였다.
항공기 엔진 지지구조물에 선형누적손상 이론을 적용한 결과는 무엇인가?
(1) 내추락 하중 조건에서 정적강도의 최대응력은 가위형 링크 부위에 1,080MPa을 나타내었으며, 온도감소계수를 적용한 허용응력보다 약 5%의 여유를 가지고 있다.
(2) 피로하중하에서 최대응력은 가위형 링크 부위에 876MPa로 가장 높았으며, 이 때 응력방정식 계수도 0.019MPa/N으로 최대를 나타내었다.
(3) 피로수명 해석에 의한 안전수명은 가위형 링크 상단부에 있는 프레팅 부위가 416,667H이고, 다른 부위는 무한수명을 나타내었다.
(4) 엔진 지지구조물의 피로수명 해석결과 가위형 링크와 직선형 링크 모두 요구수명(10,000H)을 충족하는 것으로 확인되었다.
참고문헌 (10)
Baek, S. H., Cho, S. S., Kim, H. S. and Joo, W. S., 2009, "Reliability Design of Preventive Maintenance Schedule for Cumulative Fatigue Damage," Journal of Mechanical Science and Technology, Vol. 23, pp. 1225-1233.
Shin, K. S., 2009, "Prediction of Fretting Fatigue Behavior Under Elastic-Plastic Conditions," Journal of Mechanical Science and Technology, Vol. 23, pp. 2714-2721.
Lee, D. H., Kwon, A. J., You, W. H., Choi, J. B. and Kim, Y. J., 2009, "Evaluation of Fatigue Crack Initiation Life in a Press-Fitted Shaft Considering the Fretting Wear," Journal of the KSME, Vol. 33, pp. 1091-1098.
Cho, J. U. and Han, M. S., 2009, "Study on Fatigue at Disk Brake," Transaction of the Koran Society of Machine Tool Engineers, Vol. 18, pp. 201-206.
Kwon, J. H., 1994, "Fatigue Life Evaluation of Carry-thru Beam Structure of Small Aircraft under Flight-by-Flight Load Spectrum," Korea Aerospace University, pp. 63-71.
Bannantine, J. A., Comer, J. and Handrock, J., 1990, Fundamentals of Metal Fatigue Analysis, Prentice Hall, pp. 6-15.
Eurocopter, 2006, Methodology for the Fatigue Substantiation of the Mechanical Components and Airframe, KHP project, TTK005A0027E01A, pp. 64-71.
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