[논문]항공기 복합재 구조에 적용된 두꺼운 적층판의 손상 허용 기준 평가

박현범; 공창덕; 신철진

doi:10.7234/kscm.2012.25.4.105

문제 정의

복합재 적용 항공기는 기존의 금속재 항공기보다 외부 손상에 취약하므로 항공기 인증을 위하여 손상 허용 설계 기준이 매우 중요하다. 따라서 국내에서 개발 중인 소형 항공기 구조 설계를 위한 강도 기준을 제안하였다. 강도 기준 검토 방안으로 시편 시험을 통해 압축 강도 저하 경향을 분석하는 방안을 활용하였다.
본 연구에서 복합재 적용 소형 항공기 개발을 위한 구조 설계 기준을 제시하였다. 복합재 적용 항공기는 기존의 금속재 항공기보다 외부 손상에 취약하므로 항공기 인증을 위하여 손상 허용 설계 기준이 매우 중요하다.
손상 후 압축 강도 시험 결과를 바탕으로 본 연구 대상 항공기의 손상 설계 강도 기준을 제시하였다. 본 연구에서 충격 손상 에너지와 손상 후 육안 식별 가능성을 검토하고 강도 저하를 분석하여 검토하였다. 손상은 구멍 손상이 BVID 손상보다 심각한 것으로 확인되었으며 손상이 없는 시편보다 40% 이상의 강도가 저하되는 것을 확인하였다.
본 연구에서는 소형급 항공기 복합재 구조에 적용된 두꺼운 적층판의 손상 허용 설계 기준 연구를 수행하였다. 기존의 연구를 분석하여 본 연구에서 개발 중인 4인승 소형 항공기 주익의 스파 부위는 매우 두꺼운 적층판 구조 형태로서 구조 설계 시 손상 기준 분석이 필요하다.
본 연구에서는 주익 스파에 적용된 두꺼운 적층판의 손상 기준을 판단하기 위하여 육안으로 거의 식별이 되지 않는 충격 손상(BVID) 시편, 극한 손상을 모사한 구멍 손상 시편의 압축 강도를 비교하였다. 손상이 없는 시편의 압축 강도를 먼저 분석한 후 각각의 시편에 충격 손상과 구멍 손상을 적용하고 압축 강도 저하 경향을 분석하였다.
연구 대상 항공기 주익의 스파는 두꺼운 적층판 형태이다. 통상 ASTM 규정에 의한 충격 손상 후 압축 강도 분석 방안은 얇은 적층판을 검토하는 방안이기 때문에 본 연구에서는 충격 손상과 구멍 손상을 비교 검토하는 방안을 제안하였다. 시편 제작을 통해 충격 손상 및 구멍 손상을 적용하고 압축 강도를 분석한 결과 구멍 손상이 적용된 경우가 보다 취약한 구조인 것을 확인하였다.

제안 방법

구멍 손상은 복합재료 가공 드릴을 이용하여 6mm 직경의 홀을 가공하는 방안을 채택하였다. 가공 드릴은 참고 문헌[6] 분석을 통하여 절삭력이 좋은 초경드릴로 가공하였다.
충격 손상의 경우는 먼저 충격 시험을 통해 BVID 에너지 기준을 정의하기 위하여 다양한 충격 에너지로 충격 손상을 가하고 육안 식별 가능성을 검토하여 BVID 기준 에너지를 결정하였다. 각각의 60, 72, 92 플라이 수의 적층판에 낮은 충격 에너지부터 가한 후 에너지를 증가시켜 가면서 BVID 충격 에너지를 정의하였다. 각각의 시편에 충격 에너지가 가해졌으며 동일한 시편에 충격 에너지가 누적되는 효과는 고려하지 않았다.
1에 제시한 성형 사이클로 성형하였다. 각각의 성형된 적층판은 시험 종류별로 3개씩 다이아몬드 절단기를 활용하여 압축 강도를 시험하기 위한 최종 시편으로 가공하였다. 시편의 형상은 ASTM D6484[5]의 구멍 손상 시편의 치수와 동일하게 충격 손상 시편에도 적용하여 시편의 정중앙 부위에 구멍 손상 및 충격 손상을 가한 후 압축 강도를 비교하였다.
따라서 국내에서 개발 중인 소형 항공기 구조 설계를 위한 강도 기준을 제안하였다. 강도 기준 검토 방안으로 시편 시험을 통해 압축 강도 저하 경향을 분석하는 방안을 활용하였다.
복합재료는 금속재 구조에 비해 환경 요인에 의해 기계적 물성 저하가 크게 일어나므로 통상 상온 조건(Room Temperature Dry)과 고온 수분 조건(Elevated Temperature Wet)이 동시에 고려되어야 한다. 고온 수분 조건 모사는 환경 챔버를 활용하여 82℃, 상대 습도 85%로 시편의 수분 흡수 시간이 경과함에 따라 수분을 흡수하여 포화 상태가 되었을 때 동일한 조건을 유지할 수 있는 챔버가 장착된 충격 시험기에서 충격 손상을 가하였다[7, 8]. 포화상태 측정은 초기 시편 질량을 측정하고 수분 환경 조건에서 노출시킨 후 습기를 흡수한 상태의 질량을 측정하여 질량 차이를 지속적으로 검토해가면서 재료의 최대 포화 상태를 검토하는 방안을 채택하였다.
3에 충격 시험기의 전경을 나타내었다. 구멍 손상은 복합재료 가공 드릴을 이용하여 6mm 직경의 홀을 가공하는 방안을 채택하였다. 가공 드릴은 참고 문헌[6] 분석을 통하여 절삭력이 좋은 초경드릴로 가공하였다.
손상이 없는 시편의 압축 강도를 먼저 분석한 후 각각의 시편에 충격 손상과 구멍 손상을 적용하고 압축 강도 저하 경향을 분석하였다. 두 가지 손상 적용 시편에서 보다 강도가 저하되는 손상을 설계 기준으로 제안하였다.
기존의 연구를 분석하여 본 연구에서 개발 중인 4인승 소형 항공기 주익의 스파 부위는 매우 두꺼운 적층판 구조 형태로서 구조 설계 시 손상 기준 분석이 필요하다. 따라서 두꺼운 적층판의 거동을 분석하고 설계 기준을 제시하기 위하여 손상이 없는 시편, 구멍 손상이 적용된 시편 및 충격 손상이 적용된 시편의 압축 하중 하에서 손상 허용 기준을 제시하였다.
복합재 구조의 저속 충격 거동은 두께가 증가하면 구조물의 깊이 방향으로 충격량을 흡수해주는 능력이 증가하여 적층수가 증가할수록 충격 손상에 대한 안전성이 증가한다. 따라서 총 세 가지 형태의 충격 거동을 분석하였다. 손상 후 압축 강도를 평가하기 위하여 충격 손상은 Instron 사의 중량 낙하 충격 시험기를 활용하여 충격 손상을 가하였다.
5m 거리에서 손상의 식별을 통해 BVID, VID 충격 손상을 정의하였으며 구멍 손상 강도와 BVID 손상 강도를 비교하였다. 본 연구를 통해 대상 항공기의 복합재 구조 설계 기준은 구멍 손상 강도를 기준으로 설계하는 것으로 최종 제안되었다.
본 연구에서 복합재 구조 설계 기준이 제시된 참고 문헌 [1,4]을 활용하여 1.5m 거리에서 손상의 식별을 통해 BVID, VID 충격 손상을 정의하였으며 구멍 손상 강도와 BVID 손상 강도를 비교하였다. 본 연구를 통해 대상 항공기의 복합재 구조 설계 기준은 구멍 손상 강도를 기준으로 설계하는 것으로 최종 제안되었다.
손상 적용 후 거동을 분석하기 위한 시편은 위에서 제시한 적층 형태를 적용하여 오토클레이브를 활용하여 제작하였다. 시편 제작 방안은 재료 제공 회사인 Toray 사에서 제시한 방안을 적용하여 Fig.
손상 후 압축 강도 시험 결과를 바탕으로 본 연구 대상 항공기의 손상 설계 강도 기준을 제시하였다. 본 연구에서 충격 손상 에너지와 손상 후 육안 식별 가능성을 검토하고 강도 저하를 분석하여 검토하였다.
손상 후 압축 강도를 평가하기 위하여 충격 손상은 Instron 사의 중량 낙하 충격 시험기를 활용하여 충격 손상을 가하였다.
손상이 없는 시편의 압축 강도 시험을 수행한 후 BVID 및 구멍 손상이 적용된 시편의 압축 강도 시험을 통해 강도 저하 경향을 분석하였다. Fig.
본 연구에서는 주익 스파에 적용된 두꺼운 적층판의 손상 기준을 판단하기 위하여 육안으로 거의 식별이 되지 않는 충격 손상(BVID) 시편, 극한 손상을 모사한 구멍 손상 시편의 압축 강도를 비교하였다. 손상이 없는 시편의 압축 강도를 먼저 분석한 후 각각의 시편에 충격 손상과 구멍 손상을 적용하고 압축 강도 저하 경향을 분석하였다. 두 가지 손상 적용 시편에서 보다 강도가 저하되는 손상을 설계 기준으로 제안하였다.
각각의 성형된 적층판은 시험 종류별로 3개씩 다이아몬드 절단기를 활용하여 압축 강도를 시험하기 위한 최종 시편으로 가공하였다. 시편의 형상은 ASTM D6484[5]의 구멍 손상 시편의 치수와 동일하게 충격 손상 시편에도 적용하여 시편의 정중앙 부위에 구멍 손상 및 충격 손상을 가한 후 압축 강도를 비교하였다. 시편의 세부적인 치수는 Fig.
4에 시편의 손상 후 압축 강도 시험 장면을 명시하였다. 압축 강도 시험 시 좌굴 방지 지그를 장착하여 시험을 수행하였다.
압축 시편의 시편 시험 후 파단면을 관찰한 결과 압축 하중에 의해 섬유가 구부러지고 뒤틀려서 절단되고 층간분리가 진행 되면서 모재가 파손되는 파괴 양상을 확인하였다.
충격 손상의 경우는 먼저 충격 시험을 통해 BVID 에너지 기준을 정의하기 위하여 다양한 충격 에너지로 충격 손상을 가하고 육안 식별 가능성을 검토하여 BVID 기준 에너지를 결정하였다. 각각의 60, 72, 92 플라이 수의 적층판에 낮은 충격 에너지부터 가한 후 에너지를 증가시켜 가면서 BVID 충격 에너지를 정의하였다.
고온 수분 조건 모사는 환경 챔버를 활용하여 82℃, 상대 습도 85%로 시편의 수분 흡수 시간이 경과함에 따라 수분을 흡수하여 포화 상태가 되었을 때 동일한 조건을 유지할 수 있는 챔버가 장착된 충격 시험기에서 충격 손상을 가하였다[7, 8]. 포화상태 측정은 초기 시편 질량을 측정하고 수분 환경 조건에서 노출시킨 후 습기를 흡수한 상태의 질량을 측정하여 질량 차이를 지속적으로 검토해가면서 재료의 최대 포화 상태를 검토하는 방안을 채택하였다.

대상 데이터

압축 강도를 분석할 시편은 총 세 가지 형태의 시편이 선정되었다. 60, 72, 92 플라이로 0°, 90°, 45°, -45° 각도의 배열이 혼합된 형태로 적층되었다.
연구 대상 항공기 주익의 스파는 두꺼운 적층판 형태이다. 통상 ASTM 규정에 의한 충격 손상 후 압축 강도 분석 방안은 얇은 적층판을 검토하는 방안이기 때문에 본 연구에서는 충격 손상과 구멍 손상을 비교 검토하는 방안을 제안하였다.
연구 대상 항공기의 주익 스파에 적용하기 위한 재료는 Toray 사에서 제작되는 재료로 카본/에폭시 UD 프리프레그(P707AG-15)가 선정되었다. 주익의 스파 뿌리 부위는 최대 적층수가 적용되고 날개 길이방향으로 적층수가 감소해 가면서 경량화된 구조 형태이다.
손상 후 압축 강도를 평가하기 위하여 충격 손상은 Instron 사의 중량 낙하 충격 시험기를 활용하여 충격 손상을 가하였다. 충격 시험기의 충격체 직경은 15.91mm 이며 질량은 5.34kg 으로 낙하 위치를 계산하여 충격 에너지를 적용하였다. Fig.

성능/효과

육안으로 식별되기 시작하는 에너지에서 적층수가 다른 세 가지 시편의 손상 형태는 동일한 형태로 확인되었다. 1.5m 거리에서 적층판의 손상 부위 육안 식별 결과 Table 3에 명시한 것처럼 60 플라이 적층 시편은 7J, 72 플라이 적층 시편은 11J, 92 플라이 적층 시편은 13J의 충격 에너지로 BVID 에너지 기준이 결정되었다.
60 플라이 손상이 없는 시편의 압축 강도는 862.51MPa로 검토되었으며, 7J의 충격 손상 후 압축 강도는 847.92MPa로서 2% 강도가 감소한 것을 확인하였다. 구멍 손상 시편의 경우가 손상이 없는 시편보다 압축 강도가 49% 까지 크게 저하되었다.
구멍 손상 시편의 경우가 손상이 없는 시편보다 압축 강도가 49% 까지 크게 저하되었다. 72 플라이 시편은 손상이 없는 시편에 비해 충격 손상 시편이 5%, 구멍 손상 시편이 49% 감소되는 것으로 검토되었다. 72 플라이 시편의 경우는 수분 환경 조건을 고려하여 극한 환경에서 운용되었을 때 강도 감소 경향이 분석되었다.
손상이 없는 시편은 수분 영향 하에서 24% 강도가 저하되었으며, 충격 손상의 경우는 25%, 구멍 손상의 경우 17%가 상온 조건의 경우보다 감소된 것으로 확인되었다. 90 플라이 시편은 손상이 없는 시편에 비해 충격 손상 시편이 9% 감소하였으며, 구멍 손상 시편은 38% 감소되는 것으로 분석되었다. Table 4는 손상이 없는 시편의 압축 강도 시험 결과이며, Table 5, 6은 충격 손상의 압축 강도 시험 결과와 구멍 손상 후 압축 강도 시험 결과를 요약하였다.
구멍 손상 적용 시편은 구멍 주위에서 45° 방향으로 파괴 양상이 확인되었으며, 손상이 없는 시편과 충격 손상 시편은 유사한 파괴 양상으로 섬유 파괴가 45°와 -45° 방향으로 섞여있는 것으로 검토되었다.
시편 제작을 통해 충격 손상 및 구멍 손상을 적용하고 압축 강도를 분석한 결과 구멍 손상이 적용된 경우가 보다 취약한 구조인 것을 확인하였다. 따라서 대상 항공기 구조 설계 시에 구멍 손상 시편 시험 결과를 기준으로 구조 설계를 수행하는 것으로 결정되었다.
손상은 구멍 손상이 BVID 손상보다 심각한 것으로 확인되었으며 손상이 없는 시편보다 40% 이상의 강도가 저하되는 것을 확인하였다. 또한 상온 조건과 고온 수분 조건을 비교한 결과 고온 수분 환경에 노출된 시편이 강도가 17% 감소된 것으로 검토되었다.
Table 2는 시편의 BVID로 정의된 육안 식별 결과 사진으로 시편의 정중앙부위에 손상이 가해진 것이 확인되었다. 손상 형태는 충격체의 형태와 동일하게 구형 모양으로 식별되었으며, 세 가지 적층 형태의 시편 모두 시편의 깊이방향으로 함몰된 형태로 분석되었다. 육안으로 식별되기 시작하는 에너지에서 적층수가 다른 세 가지 시편의 손상 형태는 동일한 형태로 확인되었다.
본 연구에서 충격 손상 에너지와 손상 후 육안 식별 가능성을 검토하고 강도 저하를 분석하여 검토하였다. 손상은 구멍 손상이 BVID 손상보다 심각한 것으로 확인되었으며 손상이 없는 시편보다 40% 이상의 강도가 저하되는 것을 확인하였다. 또한 상온 조건과 고온 수분 조건을 비교한 결과 고온 수분 환경에 노출된 시편이 강도가 17% 감소된 것으로 검토되었다.
72 플라이 시편의 경우는 수분 환경 조건을 고려하여 극한 환경에서 운용되었을 때 강도 감소 경향이 분석되었다. 손상이 없는 시편은 수분 영향 하에서 24% 강도가 저하되었으며, 충격 손상의 경우는 25%, 구멍 손상의 경우 17%가 상온 조건의 경우보다 감소된 것으로 확인되었다. 90 플라이 시편은 손상이 없는 시편에 비해 충격 손상 시편이 9% 감소하였으며, 구멍 손상 시편은 38% 감소되는 것으로 분석되었다.
통상 ASTM 규정에 의한 충격 손상 후 압축 강도 분석 방안은 얇은 적층판을 검토하는 방안이기 때문에 본 연구에서는 충격 손상과 구멍 손상을 비교 검토하는 방안을 제안하였다. 시편 제작을 통해 충격 손상 및 구멍 손상을 적용하고 압축 강도를 분석한 결과 구멍 손상이 적용된 경우가 보다 취약한 구조인 것을 확인하였다. 따라서 대상 항공기 구조 설계 시에 구멍 손상 시편 시험 결과를 기준으로 구조 설계를 수행하는 것으로 결정되었다.

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	국내에서 미국과의 상호항공안전협정 체결을 위해 연구 개발중인 것은 무엇인가?	최근 국내에서 미국과 상호항공안전협정 체결을 위한 소형 항공기가 연구 개발 중이다. 연구 대상 항공기는 경량화 하여 연료 절감을 위해 전기체 복합재료가 적용되었다.
	연구 개발중인 소형 항공기를 경량화 하여 연료 절감시키기 위해 적용한 재료는 무엇인가?	최근 국내에서 미국과 상호항공안전협정 체결을 위한 소형 항공기가 연구 개발 중이다. 연구 대상 항공기는 경량화 하여 연료 절감을 위해 전기체 복합재료가 적용되었다. 그러나 복합재 구조는 외부의 충격 손상에 취약한 구조이다.
	복합재 구조의 문제점은 무엇인가?	연구 대상 항공기는 경량화 하여 연료 절감을 위해 전기체 복합재료가 적용되었다. 그러나 복합재 구조는 외부의 충격 손상에 취약한 구조이다. 따라서 항공기 구조물은 충격 손상에 대한 압축 파손 강도를 고려하여 손상 허용 설계가 반드시 수행되어야 한다.

내보내기 구분	파일저장 인쇄 메일전송
구성항목	기본정보 상세정보 관리번호, 논문명, 저널/프로시딩명, 저자 , 발행년, 권, 호, 시작페이지, 끝페이지, 발행기관 관리번호, 논문명, 대등논문명, 저자 , 저널/프로시딩명, 발행기관, 발행년, 발행언어, 권, 호, 시작페이지, 끝페이지, ISBN, ISSN, 주제분야, 키워드, 초록(한글), 초록(영문), 저자(소속기관)
저장형식	Text(ASCII format) Excel format RefWorks Direct Export RIS format (for Reference Manager, ProCite, EndNote), Scholar's Aids, Mendeley
메일정보	받는사람 (필수) @ 보내는사람 (선택) @ 제목 내용 KISTI 검색결과 이메일 서비스
안내	총 건의 자료가 검색되었습니다. 다운받으실 자료의 인덱스를 입력하세요. (1-10,000) 검색결과의 순서대로 최대 10,000건 까지 다운로드가 가능합니다. 데이타가 많을 경우 속도가 느려질 수 있습니다.(최대 2~3분 소요) 다운로드 파일은 UTF-8 형태로 저장됩니다. 파일의 내용이 제대로 보이지 않을실 때는 웹브라우저 상단의 보기 -> 인코딩 -> 자동선택 여부를 확인하십시오. ~ Text(ASCII format) Excel format

연합인증

[국내논문] 항공기 복합재 구조에 적용된 두꺼운 적층판의 손상 허용 기준 평가
Investigation on Damage Tolerance of Thick Laminate for Aircraft Composite Structure 원문보기

초록
AI-Helper

Abstract ▼ AI-Helper

주제어

AI 본문요약
AI-Helper

문제 정의

제안 방법

대상 데이터

성능/효과

질의응답

참고문헌 (8)

이 논문을 인용한 문헌

저자의 다른 논문 :

관련 콘텐츠

원문 보기

원문 URL 링크

오픈액세스(OA) 유형

이 논문과 함께 이용한 콘텐츠

AI-Helper ※ AI-Helper는 오픈소스 모델을 사용합니다.

선택된 텍스트

연합인증

[국내논문] 항공기 복합재 구조에 적용된 두꺼운 적층판의 손상 허용 기준 평가 Investigation on Damage Tolerance of Thick Laminate for Aircraft Composite Structure 원문보기

초록 AI-Helper

Abstract ▼ AI-Helper

주제어

AI 본문요약 엑셀 다운로드 AI-Helper

문제 정의

제안 방법

대상 데이터

성능/효과

질의응답

참고문헌 (8)

이 논문을 인용한 문헌

저자의 다른 논문 :

박현범 (48) 공창덕 (111)

관련 콘텐츠

원문 보기

원문 URL 링크

오픈액세스(OA) 유형

이 논문과 함께 이용한 콘텐츠

AI-Helper ※ AI-Helper는 오픈소스 모델을 사용합니다.

선택된 텍스트

[국내논문] 항공기 복합재 구조에 적용된 두꺼운 적층판의 손상 허용 기준 평가
Investigation on Damage Tolerance of Thick Laminate for Aircraft Composite Structure 원문보기

초록
AI-Helper

AI 본문요약
AI-Helper