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문제 정의
- 또한 두 위치를 피로 파괴가 발생할 확률이 가장 높은 피로 취약 지점으로 선정하였다. 본 논문에서는 피로 취약 지점으로 선정된 오른쪽 브라킷 용접부 부근와 클러스터 용접부 부근에 대하여 피로 해석을 수행하였다.
- 이러한 상황으로 국내에서도 소형 항공기 개발 시 민간항공기 협정을 위한 엔진 마운트 구조물의 피로 시험을 통해 피로 건전성을 입증하는 개발 과정이 수행된 경험이 전무하다. 본 연구에서는 민간항공기 국제인증과 동시에 미연방항공청 수검을 위해 엔진 마운트 구조물 피로 건전성을 입증하는 일련의 과정이 국내에서 최초로 시도되었다.
- 본 연구에서는 민간항공기 국제인증과 미연방 항공청 수검을 위해 엔진 마운트 구조물 피로 건전성을 입증하는 일련의 과정을 국내에서 최초로 시도하였다. 소형 항공기 엔진 마운트 구조물 운용 조건에 대한 정적 해석을 통해 안전여유를 계산하여 정적 구조 건전성을 평가하였다.
- 본 연구에서는 소형 항공기 엔진 마운트 구조물에 대한 피로 건전성을 평가하고 입증하는 과정을 진행하였다. 국제 민간항공기 규정인 AC23-13A에 의거한 산란 인자를 적용하여 응력-수명방법으로 피로 해석을 수행하였다.
- 앞서 소형 항공기 엔진 마운트 구조물의 피로건전성 평가 결과를 입증하기 위해 본 연구에서는 엔진 마운트 구조물에 대한 피로 시험을 수행 하였다. 피로 시험은 FAR에 명시된 피로 시험 기준에 기술된 사항(표 4)에 의거하여 피로 시험을 수행하였다.
제안 방법
- 또한 운용 조건에 대한 하중 스펙트럼을 적용하여 피로 건전성을 평가하였다. AC23-13A에 명시된 산란 인자를 적용하여 피로 수명을 산출하였으며 피로 건전성에 이상이 없음을 평가하였다. 피로 건전성 평가를 입증하기 위해 엔진 마운트 구조물에 대한 피로 시험을 수행하였다.
- 구조물의 피로 수명을 산출하기 위한 방법으로 여러 가지 방법들이 사용되고 있으며, 본 연구에서는 응력-수명 방법을 이용하여 피로 수명을 산출하였다. 응력-수명 방법은 오래전부터 사용되어온 표준 피로 설계 방법으로 현재에 이르러서도 고주기 피로 특성의 구조 피로 수명 평가에 널리 사용되고 있다[3].
- 실제 비행 하중 스펙트럼에 대한 피로 시험을 진행하게 되면 너무 많은 시간과 비용이 소요된다. 그러므로 효율적인 피로 시험을 위해 실제 비행 하중 스펙트럼과 동일한 손상률을 가지면서 스펙트럼 하중 개수가 축약된 피로 시험 하중 스펙트럼을 구성하여 시험을 진행하였다. 축약된 피로 시험 하중 스펙트럼은 해당 소재인 AISI 4130의 응력-수명선도에 나타난 피로 한도(fatigue endurance limit)를 적용하여 구성하였다.
- )를 계산하였다. 또한 각각의 하중 조건을 고려하여 응력 수준이 가장 높은 지점을 피로취약지점으로 선정하였고, 피로 수명을 산출하였다. 이를 위해 유한요소 상용프로그램인 MSC.
- 소형 항공기 엔진 마운트 구조물 운용 조건에 대한 정적 해석을 통해 안전여유를 계산하여 정적 구조 건전성을 평가하였다. 또한 운용 조건에 대한 하중 스펙트럼을 적용하여 피로 건전성을 평가하였다. AC23-13A에 명시된 산란 인자를 적용하여 피로 수명을 산출하였으며 피로 건전성에 이상이 없음을 평가하였다.
- 소형 항공기 실제 하중 조건과 피로시험 하중 조건의 정확도를 평가하고자 피로취약지점에 대한 응력 결과를 비교하였다. 또한 효율적인 피로 시험을 위해 축약된 피로 시험 하중 스펙트럼을 구성하여 피로 시험을 수행하였다.
- 피로 시험을 위해 실제 비행하중과 동일한 하중을 구현하기 위해 구동기 위치 및 크기를 선정하였으며, 정확도를 유한요소해석을 통해 검증하였다. 또한 효율적인 피로 시험을 위해 축약된 피로 시험 하중 스펙트럼을 구성하였다. 피로 손상률을 계산하여 실제 비행 하중스펙트럼과 축약된 하중 스펙트럼간 5%이하의 손상률 차이가 나타나 피로 시험을 진행하는데 이상을 없음을 확인하였다.
- 일반적으로 피로 해석을 수행하기 위해서는 해당 구조물이 구동하는 조건에 대한 하중 스펙트럼이 필요하다. 본 논문에서는 표 2에 나타난 소형 항공기 운용 조건을 바탕으로 구성된 하중 스펙트럼을 이용하여 피로 해석을 수행하였다. 피로 해석에 사용된 하중 스펙트럼은 한 블록당 1000시간으로 구성되어 있으며 엔진질량중심지점과 전륜착륙장치에서 하중이 전달되는 접합위치에서 하중들이 적용되어있다.
- 본 연구에서는 Fig. 8에 나타낸 피로 해석 과정을 적용하여 피로 해석을 수행하였다. 응력 방정식을 통해 생성된 응력 스펙트럼에 대해 집계된 싸이클의 하중 순서를 고려하여 웅력비와 응력 진폭을 산출하였다.
- 본 연구에서는 엔진 마운트 구조물 비행 하중 조건과 지상 하중 조건을 적용하여 오른쪽 브라킷과 클러스터 용접부 부근을 피로 취약 지점을 선정하였다. 하중 스펙트럼 하중 성분들과 응력 결과간 선형 다중 회귀분석을 통해 획득한 응력 방정식을 바탕으로 응력 스펙트럼을 생성하였다.
- 0의 피로 시험 산란 인자를 산출하였다. 본 연구에서는 피로 해석에는 피로 시험으로 산출된 산란 인자의 두 배인 14.0를 적용하여 피로 수명을 산출하였다.
- 식(8)에 나타난 Zp는 응력 수명의 정규분포 변량이며, σ 는 피로 수명의 표준 편차이며, nS는 피로 시험체 수이다. 산란 인자에는 미연방항공청 규정에 의거한 99.97%의 신뢰도를 고려한 3.511의 Zp, 17%의 표준편차, 마지막으로 단일 시편에 대한 시험으로 1의 nS를 적용하여 7.0의 피로 시험 산란 인자를 산출하였다. 본 연구에서는 피로 해석에는 피로 시험으로 산출된 산란 인자의 두 배인 14.
- 우선 신뢰도있는 피로 수명을 산출하기 위해 피로 수명 및 피로 시험에 관련된 민간항공기 규정인 AC(advisory circular) 23-13A에 명시된 산란 인자(scatter factor)를 적용하였다[4]. 산출된 피로 수명을 평가하기 위해 엔진 마운트 구조물의 피로 시험을 계획, 수행하였다. 소형 항공기 실제 하중 조건과 피로시험 하중 조건의 정확도를 평가하고자 피로취약지점에 대한 응력 결과를 비교하였다.
- 산출된 피로 수명을 평가하기 위해 엔진 마운트 구조물의 피로 시험을 계획, 수행하였다. 소형 항공기 실제 하중 조건과 피로시험 하중 조건의 정확도를 평가하고자 피로취약지점에 대한 응력 결과를 비교하였다. 또한 효율적인 피로 시험을 위해 축약된 피로 시험 하중 스펙트럼을 구성하여 피로 시험을 수행하였다.
- 본 연구에서는 민간항공기 국제인증과 미연방 항공청 수검을 위해 엔진 마운트 구조물 피로 건전성을 입증하는 일련의 과정을 국내에서 최초로 시도하였다. 소형 항공기 엔진 마운트 구조물 운용 조건에 대한 정적 해석을 통해 안전여유를 계산하여 정적 구조 건전성을 평가하였다. 또한 운용 조건에 대한 하중 스펙트럼을 적용하여 피로 건전성을 평가하였다.
- 엔진 마운트 구조물의 경우 다양한 하중 조건에 대해 유한요소해석을 수행하여 하중 전달메커니즘을 파악하고 각 부재에 대해 안전여유(Margin of safety, M.S.)를 계산하였다. 또한 각각의 하중 조건을 고려하여 응력 수준이 가장 높은 지점을 피로취약지점으로 선정하였고, 피로 수명을 산출하였다.
- 8에 나타낸 피로 해석 과정을 적용하여 피로 해석을 수행하였다. 응력 방정식을 통해 생성된 응력 스펙트럼에 대해 집계된 싸이클의 하중 순서를 고려하여 웅력비와 응력 진폭을 산출하였다. 계산된 응력비와 응력 진폭, 그리고 산란 인자를 적용하여 하중 스펙트럼에 대한 손상률은 선형손상합산법칙인 마이너 법칙(Miner's rule)을 적용하여 계산하였다.
- 항공기 구조물은 설계 요구 조건을 만족시키는 강성 및 강도를 확보하면서 동시에 최대한 경량화되도록 설계, 제작해야 한다. 이를 위해 엔진마운트 구조물에서는 저합금강으로 제작된 철제 튜브(steel tube)를 용접체결하는 방식을 채택하였다. 해당 소재로는 구조 강도 및 피로 특성이 우수하며 용접이 용이하다는 장점을 가지고 있는 저합금강 AISI 4130, AISI 4340을 사용하였다.
- 또한 각각의 하중 조건을 고려하여 응력 수준이 가장 높은 지점을 피로취약지점으로 선정하였고, 피로 수명을 산출하였다. 이를 위해 유한요소 상용프로그램인 MSC.Patran으로 유한요소모델을 생성한 후 MSC.Nastran을 이용하여 적용되는 하중 조건에 대한 정적 구조 해석을 수행하였다. 정적 구조 해석을 위해 생성한 유한요소모델은 Fig.
- 피로 시험을 수행하기 이전 실제 비행 하중 조건과 피로 시험 하중 조건에 대한 정확도를 검증하고자 유한요소해석을 수행하였다. 이를 위해 유한요소모델로 하중 부가 방식를 구현하고 하중을 적용하여 정적 해석을 수행한 후 피로 취약지점에 대한 응력결과를 비교하였다. 실제 비행 하중 조건과 피로 시험 하중 조건을 비교한 결과 결정계수값이 0.
- 축약된 하중 스펙트럼은 실제 비행 하중 스펙트럼과 오차 범위 5%이하 피로 손상률 결과를 보여야 한다. 이를 위해 피로 해석을 수행하였으며, 표 6에 결과를 나타내고 있다. 각각의 스펙트럼에 대한 피로 손상률 계산 결과 5%이하의 손상률 차이로 피로 시험을 진행하는데 문제가 없음을 확인하였다.
- 피로 시험은 FAR에 명시된 피로 시험 기준에 기술된 사항(표 4)에 의거하여 피로 시험을 수행하였다. 표준 피로 시험 기준에 따라 피로 시험중 검사 방법과 검사 주기를 선정하였으며, 선정된 검사 주기에 피로 진행 이상없음을 확인한 후 시험을 진행하였다. 본 연구에세는 앞서 기술한 산란 인자를 적용한 7 Life 피로 시험을 준비하였다.
- 피로 건전성 평가 후 이를 검증하기 위해 피로 시험을 수행하였다. 효율적인 피로 시험을 위해 실제 비행 하중을 축약한 피로 시험 하중 스펙트럼을 구성하여 피로 시험을 진행하였다.
- AC23-13A에 명시된 산란 인자를 적용하여 피로 수명을 산출하였으며 피로 건전성에 이상이 없음을 평가하였다. 피로 건전성 평가를 입증하기 위해 엔진 마운트 구조물에 대한 피로 시험을 수행하였다. 피로 시험을 위해 실제 비행하중과 동일한 하중을 구현하기 위해 구동기 위치 및 크기를 선정하였으며, 정확도를 유한요소해석을 통해 검증하였다.
- 또한 7 Life 시험 종료 후 비파괴 검사를 통해 시험체에 균열 생성이나 파괴가 발생한 부분이 없음을 확인하였다. 피로 시험 종료 후 정적 시험 하중 조건에 대한 설계 제한 하중(design limit load, DLL)의 60%의 하중에 대한 정적 시험을 수행하였다. 피로 시험 후 정적 시험의 정확도를 확인하기 위해 기수행된 정적 구조 시험 하중 조건을 적용하였다.
- 피로 시험 종료 후 정적 시험 하중 조건에 대한 설계 제한 하중(design limit load, DLL)의 60%의 하중에 대한 정적 시험을 수행하였다. 피로 시험 후 정적 시험의 정확도를 확인하기 위해 기수행된 정적 구조 시험 하중 조건을 적용하였다. 정적 시험 결과와 유한요소 해석 결과를 비교하여 피로 시험 이후 보이지 않은 결함으로 인한 기능적 문제에 이상없음을 확인하였다.
- 앞서 소형 항공기 엔진 마운트 구조물의 피로건전성 평가 결과를 입증하기 위해 본 연구에서는 엔진 마운트 구조물에 대한 피로 시험을 수행 하였다. 피로 시험은 FAR에 명시된 피로 시험 기준에 기술된 사항(표 4)에 의거하여 피로 시험을 수행하였다. 표준 피로 시험 기준에 따라 피로 시험중 검사 방법과 검사 주기를 선정하였으며, 선정된 검사 주기에 피로 진행 이상없음을 확인한 후 시험을 진행하였다.
- 11에 나타난 형태로 축하중과 모멘트 하중을 구현하였다. 피로 시험을 수행하기 이전 실제 비행 하중 조건과 피로 시험 하중 조건에 대한 정확도를 검증하고자 유한요소해석을 수행하였다. 이를 위해 유한요소모델로 하중 부가 방식를 구현하고 하중을 적용하여 정적 해석을 수행한 후 피로 취약지점에 대한 응력결과를 비교하였다.
- 피로 건전성 평가를 입증하기 위해 엔진 마운트 구조물에 대한 피로 시험을 수행하였다. 피로 시험을 위해 실제 비행하중과 동일한 하중을 구현하기 위해 구동기 위치 및 크기를 선정하였으며, 정확도를 유한요소해석을 통해 검증하였다. 또한 효율적인 피로 시험을 위해 축약된 피로 시험 하중 스펙트럼을 구성하였다.
- 본 연구에서는 엔진 마운트 구조물 비행 하중 조건과 지상 하중 조건을 적용하여 오른쪽 브라킷과 클러스터 용접부 부근을 피로 취약 지점을 선정하였다. 하중 스펙트럼 하중 성분들과 응력 결과간 선형 다중 회귀분석을 통해 획득한 응력 방정식을 바탕으로 응력 스펙트럼을 생성하였다. 또한 효율적인 피로 해석을 수행하기 위해 싸이클 집계방법 중 가장 널리 사용되고 있는 레인플로우(Rainflow-counting) 집계방법을 이용하여 응력 스펙트럼에 대해 싸이클 집계를 수행하였다.
- 하중 스펙트럼에 대한 정확도에 대한 검증 후 엔진 마운트 구조물에 대한 피로 시험을 수행하였다. 피로 시험을 진행하면서 선정된 검사 주기에 검사를 수행하면서 피로 시험 진행중 이상이 없음을 확인하였다.
- 피로 건전성 평가 후 이를 검증하기 위해 피로 시험을 수행하였다. 효율적인 피로 시험을 위해 실제 비행 하중을 축약한 피로 시험 하중 스펙트럼을 구성하여 피로 시험을 진행하였다. 축약된 하중 스펙트럼은 실제 비행 하중 스펙트럼과 오차 범위 5%이하 피로 손상률 결과를 보여야 한다.
대상 데이터
- 표준 피로 시험 기준에 따라 피로 시험중 검사 방법과 검사 주기를 선정하였으며, 선정된 검사 주기에 피로 진행 이상없음을 확인한 후 시험을 진행하였다. 본 연구에세는 앞서 기술한 산란 인자를 적용한 7 Life 피로 시험을 준비하였다. 피로 시험의 각 Life는 12블록으로 구성되어 있으며, 블록당 200만개 이상의 하중 포인트들로 구성되어 있다.
- 또한 엔진 장착을 위한 엔진 마운팅 브라킷(bracket), 전륜착륙장치 장착을 위한 전륜착륙장치 장착부(NLG attachment), 그리고 동체와의 장착을 위한 연결부들을 연결하며 하중을 지지, 전달하는 철제 튜브들로 구성되어 있다. 소형 항공기에 장착하기 위해 설계된 엔진 마운트 구조물 3D 형상 모델을 Fig.1에 나타내었으며, 엔진마운트 구조물 소재로 사용된 AISI 4130, 4340 물성치를 표 1에 나타내었다.
- 응력 스펙트럼에서 피로 한도 이하의 하중들은 대부분 제거되며 실제 하중 스펙트럼과 동일한 손상률을 가지도록 구성되었다. 엔진 마운트 구조물 피로 시험을 수행하기 위한 축약된 하중 스펙트럼은 298개 하중들의 조합으로 대략 2만개정도 하중 포인트로 구성되었다.
- 본 연구에세는 앞서 기술한 산란 인자를 적용한 7 Life 피로 시험을 준비하였다. 피로 시험의 각 Life는 12블록으로 구성되어 있으며, 블록당 200만개 이상의 하중 포인트들로 구성되어 있다. 실제 비행 하중 스펙트럼에 대한 피로 시험을 진행하게 되면 너무 많은 시간과 비용이 소요된다.
- 이를 위해 엔진마운트 구조물에서는 저합금강으로 제작된 철제 튜브(steel tube)를 용접체결하는 방식을 채택하였다. 해당 소재로는 구조 강도 및 피로 특성이 우수하며 용접이 용이하다는 장점을 가지고 있는 저합금강 AISI 4130, AISI 4340을 사용하였다. 이러한 용접 체결 방식은 항공기 엔진과의 장착부 제공, 엔진 및 관련 계통과의 간섭 조건, 그리고 전방착륙장치의 장착점을 제공하는데 용이한 방식으로 구조적 안전성을 확보하면서 동시에 구조 중량을 최소화할 수 있다.
데이터처리
- 이를 위해 9가지 하중 성분들과 응력 결과와의 관계를 나타내는 응력 방정식(stress equation)을 구성하였다. 응력 방정식은 피로 취약 지점의 응력과 각각의 하중성분들의 연관성을 선형 다중 회귀 분석법으로 분석하여 나타낸 관계식으로 결과의 정확도를 결정계수법을 통해 검증하였다. 응력 방정식은 피로 하중 스펙트럼을 피로 해석에 사용되는 피로취약지점의 응력 스펙트럼으로 변환할 수 있다.
이론/모형
- 계산된 응력비와 응력 진폭, 그리고 산란 인자를 적용하여 하중 스펙트럼에 대한 손상률은 선형손상합산법칙인 마이너 법칙(Miner's rule)을 적용하여 계산하였다.
- 본 연구에서는 소형 항공기 엔진 마운트 구조물에 대한 피로 건전성을 평가하고 입증하는 과정을 진행하였다. 국제 민간항공기 규정인 AC23-13A에 의거한 산란 인자를 적용하여 응력-수명방법으로 피로 해석을 수행하였다. 유한요소해석을 통해 비행 하중 조건과 지상 하중 조건에서 가장 높은 응력 결과가 나타난 지점을 피로 취약 지점으로 선정하였다.
- 하중 스펙트럼 하중 성분들과 응력 결과간 선형 다중 회귀분석을 통해 획득한 응력 방정식을 바탕으로 응력 스펙트럼을 생성하였다. 또한 효율적인 피로 해석을 수행하기 위해 싸이클 집계방법 중 가장 널리 사용되고 있는 레인플로우(Rainflow-counting) 집계방법을 이용하여 응력 스펙트럼에 대해 싸이클 집계를 수행하였다. 피로 해석에는 응력-수명법을 위해 엔진 마운트 구조물 소재의 응력-수명 선도가 사용되었다[7].
- 응력-수명 방법은 오래전부터 사용되어온 표준 피로 설계 방법으로 현재에 이르러서도 고주기 피로 특성의 구조 피로 수명 평가에 널리 사용되고 있다[3]. 우선 신뢰도있는 피로 수명을 산출하기 위해 피로 수명 및 피로 시험에 관련된 민간항공기 규정인 AC(advisory circular) 23-13A에 명시된 산란 인자(scatter factor)를 적용하였다[4]. 산출된 피로 수명을 평가하기 위해 엔진 마운트 구조물의 피로 시험을 계획, 수행하였다.
- 하중 스펙트럼에는 총 9가지의 하중 조건이 조합되어 있으며 이를 피로 취약 지점에 적용해야 한다. 이를 위해 9가지 하중 성분들과 응력 결과와의 관계를 나타내는 응력 방정식(stress equation)을 구성하였다. 응력 방정식은 피로 취약 지점의 응력과 각각의 하중성분들의 연관성을 선형 다중 회귀 분석법으로 분석하여 나타낸 관계식으로 결과의 정확도를 결정계수법을 통해 검증하였다.
- 정적 구조 해석 결과를 바탕으로 금속재료에서 주로 사용되는 본-미세스(von -mises) 파손이론(식(1)~(2))을 적용하여 각 부재에 대한 안전 여유를 계산하였다. 계산 결과 최소 안전율 0.
- 그러므로 효율적인 피로 시험을 위해 실제 비행 하중 스펙트럼과 동일한 손상률을 가지면서 스펙트럼 하중 개수가 축약된 피로 시험 하중 스펙트럼을 구성하여 시험을 진행하였다. 축약된 피로 시험 하중 스펙트럼은 해당 소재인 AISI 4130의 응력-수명선도에 나타난 피로 한도(fatigue endurance limit)를 적용하여 구성하였다. 응력 스펙트럼에서 피로 한도 이하의 하중들은 대부분 제거되며 실제 하중 스펙트럼과 동일한 손상률을 가지도록 구성되었다.
- 또한 효율적인 피로 해석을 수행하기 위해 싸이클 집계방법 중 가장 널리 사용되고 있는 레인플로우(Rainflow-counting) 집계방법을 이용하여 응력 스펙트럼에 대해 싸이클 집계를 수행하였다. 피로 해석에는 응력-수명법을 위해 엔진 마운트 구조물 소재의 응력-수명 선도가 사용되었다[7]. 엔진 마운트 구조물은 저합금강인 AISI 4130과 4340으로 제작되었으나 피로 취약 지점의 위치는 AISI 4130로 제작된 위치로 피로 해석에는 Fig.
성능/효과
- 이를 위해 피로 해석을 수행하였으며, 표 6에 결과를 나타내고 있다. 각각의 스펙트럼에 대한 피로 손상률 계산 결과 5%이하의 손상률 차이로 피로 시험을 진행하는데 문제가 없음을 확인하였다. 피로 시험 후 비파괴 검사와 정적 시험을 통해 피로 시험체에 어떠한 결함이 나타나지 않아 피로 건전성에는 문제가 없음을 확인하였다.
- 소형 항공기 엔진 마운트 구조물에 적용되는 하중 조건은 비행 하중과 지상 하중들로 구성되어 있다. 각각의 하중 조건에 대한 정적 해석 결과를 분석하여 비행 하중 조건에서는 오른쪽 브라킷(Bracket) 용접 체결부근에서 가장 높은 응력 결과가 나타났으며, 지상 하중 조건에서는 오른쪽 클러스터(Cluster) 용접 체결부근에서 가장 높은 응력 결과가 나타남을 확인하였다. 엔진 마운트 구조물 하중 조건을 적용하여 유한요소해석을 수행한 결과 응력 수준이 가장 높은 두 지점을 Fig.
- 정적 구조 해석 결과를 바탕으로 금속재료에서 주로 사용되는 본-미세스(von -mises) 파손이론(식(1)~(2))을 적용하여 각 부재에 대한 안전 여유를 계산하였다. 계산 결과 최소 안전율 0.05이상의 값이 도출되어 모든 하중 조건에 대한 정적 구조 건전성 결과 이상 없음을 확인하였다. 소형 항공기 엔진 마운트 구조물에 적용되는 하중 조건은 비행 하중과 지상 하중들로 구성되어 있다.
- 피로 시험을 진행하면서 선정된 검사 주기에 검사를 수행하면서 피로 시험 진행중 이상이 없음을 확인하였다. 또한 7 Life 시험 종료 후 비파괴 검사를 통해 시험체에 균열 생성이나 파괴가 발생한 부분이 없음을 확인하였다. 피로 시험 종료 후 정적 시험 하중 조건에 대한 설계 제한 하중(design limit load, DLL)의 60%의 하중에 대한 정적 시험을 수행하였다.
- ≤ 1의 범위에 있게 되고 이 값이 1에 가까울수록 회귀식의 신뢰정도가 높다는 것을 의미한다[6]. 선정된 피로 취약 지점에 대한 응력 방정식결과 모두 0.995이상의 결정계수값이 나타나 회귀분석결과가 높은 정확성을 지니고 있음을 확인하였다. 계산된 응력방정식 계수를 표 3에 나타내었고, 응력 방정식을 이용하여 구성한 응력 스펙트럼을 Fig.
- 이를 위해 유한요소모델로 하중 부가 방식를 구현하고 하중을 적용하여 정적 해석을 수행한 후 피로 취약지점에 대한 응력결과를 비교하였다. 실제 비행 하중 조건과 피로 시험 하중 조건을 비교한 결과 결정계수값이 0.998이상으로 높은 정확도가 나타남을 확인하였다. Fig.
- 피로 하중 스펙트럼은 블록당 1,000시간의 운용시간으로 각 Life당 12,000 시간으로 구성되어 있다. 오른쪽 클러스터 피로취약지점에서 브라킷부분보다 높은 피로 손상률이 나타났으며, 이는 항공기 운용 중 지상 하중 조건이 비행 하중 조건에 비해 피로에 많은 영향을 끼치는 것을 알 수 있다.
- 피로 시험 후 정적 시험의 정확도를 확인하기 위해 기수행된 정적 구조 시험 하중 조건을 적용하였다. 정적 시험 결과와 유한요소 해석 결과를 비교하여 피로 시험 이후 보이지 않은 결함으로 인한 기능적 문제에 이상없음을 확인하였다. 피로 시험 후 엔진마운트 구조물에 대해 이상없음을 확인하였으며, Fig.
- 또한 효율적인 피로 시험을 위해 축약된 피로 시험 하중 스펙트럼을 구성하였다. 피로 손상률을 계산하여 실제 비행 하중스펙트럼과 축약된 하중 스펙트럼간 5%이하의 손상률 차이가 나타나 피로 시험을 진행하는데 이상을 없음을 확인하였다.
- 계산된 응력비와 응력 진폭, 그리고 산란 인자를 적용하여 하중 스펙트럼에 대한 손상률은 선형손상합산법칙인 마이너 법칙(Miner's rule)을 적용하여 계산하였다. 피로 수명 산출 결과 피로 하중 스펙트럼에 대한 총 손상률이 1.0미만으로 피로 건전성에 문제가 없음을 확인하였다.
- 각각의 스펙트럼에 대한 피로 손상률 계산 결과 5%이하의 손상률 차이로 피로 시험을 진행하는데 문제가 없음을 확인하였다. 피로 시험 후 비파괴 검사와 정적 시험을 통해 피로 시험체에 어떠한 결함이 나타나지 않아 피로 건전성에는 문제가 없음을 확인하였다.
- 하중 스펙트럼에 대한 정확도에 대한 검증 후 엔진 마운트 구조물에 대한 피로 시험을 수행하였다. 피로 시험을 진행하면서 선정된 검사 주기에 검사를 수행하면서 피로 시험 진행중 이상이 없음을 확인하였다. 또한 7 Life 시험 종료 후 비파괴 검사를 통해 시험체에 균열 생성이나 파괴가 발생한 부분이 없음을 확인하였다.
후속연구
- 본 연구는 향후 민간항공기 엔진 마운트 구조물의 국제인증을 위한 개발과정에 큰 밑거름이 될 것으로 기대된다.
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