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문제 정의
- 본 연구에서는 착륙장치 피로 수명 해석 및 시험에 필요한 세부 과정과 관련 기술을 실제 적용사례와 함께 기술하였다.
제안 방법
- 본 연구에서는 비파괴 검사 방법으로 자분 탐상 검사(MT : Magnetic Particle Testing)와 침투 탐상 검사(PT : Liquid Penetrant Testing)를 부품별 재질에 따라 사용하였다. 강철 부품들에 대해서는 자분 탐상 검사를, 알루미늄 합금 부품들에 대해서는 침투 탐상 검사를 각각 적용하였다.
- 시험체에 하중을 부가하기 위해서는 시험치구를 준비해야 한다. 시험치구는 유압작동기와 시험체를 지지하는 프레임, 하중을 착륙장치에 전달하는 모조 휠(Dummy Wheel), 유압작동기와 모조 휠을 연결하는 러그(Lug)와 구면 베어링(Spherical Bearing), 그리고 중량 보상시스템(Counter Balance System)으로 구성된다. 시험치구는 시험체와 항공기 사이의 연결부 등 인터페이스를 정확히 모사해야 한다.
- 착륙장치 피로시험은 통상 항공기 전 수명기간을 모사하는 피로 시험하중 스펙트럼을 4회 반복 수행하여, 착륙장치가 안전 수명 구조임을 입증하게 된다. 피로시험 완료 후 주요 부품들에 대해 비파괴 검사(NDI : Non-Destructive Inspection) 등을 수행하여, 항공기 전 수명기간을 모사하는 피로하중 스펙트럼 조건에서 균열 또는 유해한 변형과 같은 구조적 결함이 발생하지 않았는지 확인한다.
대상 데이터
- 본 연구에서는 하중 제어장치로 미국 MTS 사의 Aero90-LT 하드웨어와 Aero-Pro 소프트웨어가 사용되었다. 또한, 데이터 획득 시스템은 미국 Agilent 사의 E1529A 스트레인 컨디셔닝 모듈 하드웨어와 MTS 사의 Aero-Pro 소프트웨어가 사용되었다.
- 10과 11은 각각 착륙장치 피로시험용 하중 제어장치와 데이터 획득장치의 예를 나타낸 것이다. 본 연구에서는 하중 제어장치로 미국 MTS 사의 Aero90-LT 하드웨어와 Aero-Pro 소프트웨어가 사용되었다. 또한, 데이터 획득 시스템은 미국 Agilent 사의 E1529A 스트레인 컨디셔닝 모듈 하드웨어와 MTS 사의 Aero-Pro 소프트웨어가 사용되었다.
- 시험체 주요 부위에 대해서는 시험 중 실시간으로 변형률 등을 모니터링하여 시험체 이상 발생 유무 등을 확인하며, 비상 상황이 발생되면 장비의 작동을 즉시 정지시키도록 하중 제어장치 및 데이터 획득장치를 시험 착수 전에 설정한다. 피로시험 중 변형률 모니터링을 위한 스트레인 게이지는 착륙장치 주요 하중 전달 경로 상의 부품들에 부착하는데, 본 연구에서는 총 15개의 단축 스트레인 게이지를 주요 부품 외부 표면에 부착하여 사용하였다.
이론/모형
- 응력 기반의 피로해석 시에는 재료의 평균 S-N 선도에 표면 마감 및 표면 처리 등에 따른 재료의 피로특성 저하를 고려한 설계 S-N 선도를 구성하여 사용한다. 또한, 피로 수명에 많은 영향을 끼치는 평균 응력효과는 MIL-HDBK-5J에 제시된 등가(Equivalent) 응력방법이나, Goodman 방법을 이용하여 고려한다.(1,2) 하지만, 최종적으로 착륙장치 피로 수명은 피로시험를 통해 입증하게 된다.
- 일반적으로 1배 수명에 해당하는 피로시험이 완료될 때마다 시험체 분해 후 주요 부품들에 대한 비파괴 검사를 수행하여, 균열 또는 유해한 변형과 같은 구조적 결함이 발생하지 않았는지 확인한다. 본 연구에서는 비파괴 검사 방법으로 자분 탐상 검사(MT : Magnetic Particle Testing)와 침투 탐상 검사(PT : Liquid Penetrant Testing)를 부품별 재질에 따라 사용하였다. 강철 부품들에 대해서는 자분 탐상 검사를, 알루미늄 합금 부품들에 대해서는 침투 탐상 검사를 각각 적용하였다.
성능/효과
- 착륙장치 피로시험에서는 통상적으로 4배의 운용수명에 해당하는 피로하중 스펙트럼에 대해 시험을 수행하여, 안전수명을 입증한다.(3) 착륙장치 피로 수명 평가를 위해서는 착륙 및 지상운용 하중해석에서부터 피로해석, 피로시험에 이르기까지 전 과정이 유기적으로 결합되어 이루어져야 한다.
- 착륙하중은 상용 소프트웨어 또는 In-House 소프트웨어를 이용한 전산 해석을 통해 구할 수 있으며, 지상하중은 관련 군사 규격서 등 적용 규정에 정의된 공식에 따라 산출한다.(4) 착륙 조건은 항공기의 중량 및 무게중심, 착륙속도, 착륙자세 등에 따라 수십-수백여 조합으로 구성될 수 있다. Fig.
- 본 논문에서 사례로 제시한 착륙장치 피로시험 결과, 시험 수행 중 피로 시험하중 스펙트럼 상의 동일한 시점에서 측정/비교한 주요 지점의 변형률 값이 모두 유사하였으며, 4배 수명시험 완료 후 실시한 비파괴 검사 결과 균열 또는 유해한 변형과 같은 구조적 결함이 발생하지 않았다. 따라서, 해당 착륙장치는 항공기 전 수명기간을 모사하는 피로 시험하중 스펙트럼 조건에서 안전 수명 요구조건을 충족함을 알 수 있다. 착륙장치에 피로 사이징이 된 부품이 있는 경우 과대 설계 등 설계의 보수성과 추가적인 중량 절감 가능성을 확인하기 위해 4배 수명 시험 후 추가적인 피로시험을 수행하기도 하지만, 본 연구에서 사용된 착륙장치의 경우 모든 주요 부품이 정적 설계하중 조건에서 사이징되어 추가적인 피로시험은 수행하지 않았다.
- 본 논문에서 사례로 제시한 착륙장치 피로시험 결과, 시험 수행 중 피로 시험하중 스펙트럼 상의 동일한 시점에서 측정/비교한 주요 지점의 변형률 값이 모두 유사하였으며, 4배 수명시험 완료 후 실시한 비파괴 검사 결과 균열 또는 유해한 변형과 같은 구조적 결함이 발생하지 않았다. 따라서, 해당 착륙장치는 항공기 전 수명기간을 모사하는 피로 시험하중 스펙트럼 조건에서 안전 수명 요구조건을 충족함을 알 수 있다.
후속연구
- 착륙장치 피로수명 평가는 착륙 및 지상하중 해석에서부터 피로 스펙트럼 생성, 피로 해석 및 시험에 이르는 일련의 과정이 유기적으로 결합되어 이루어진다. 본 연구에서는 이러한 피로수명 평가 절차 및 관련 기술을 적용 예시를 통해 고찰하였으며, 이는 향후 착륙장치 개발 프로그램에도 활용될 수 있으리라 판단된다.
- 따라서, 해당 착륙장치는 항공기 전 수명기간을 모사하는 피로 시험하중 스펙트럼 조건에서 안전 수명 요구조건을 충족함을 알 수 있다. 착륙장치에 피로 사이징이 된 부품이 있는 경우 과대 설계 등 설계의 보수성과 추가적인 중량 절감 가능성을 확인하기 위해 4배 수명 시험 후 추가적인 피로시험을 수행하기도 하지만, 본 연구에서 사용된 착륙장치의 경우 모든 주요 부품이 정적 설계하중 조건에서 사이징되어 추가적인 피로시험은 수행하지 않았다. 착륙장치는 모든 부품이 피로 사이징되지 않고 정적 설계하중에서 사이징되었다고 하더라도, 피로시험을 통해 안전 수명을 입증하도록 관련 규격에서 요구하고 있다.
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