이 논문에서는 설계정보가 없는 노후 항공기를 사용한 P-3CK 해상초계기 사업을 바탕으로, 끝단거리 부족 결함 수리를 위한 패스너 홀 구조특성 연구를 수행하였다. 이를 위해 끝단거리 결함이 많이 발생했던 낫셀 론저론 부분을 선택하고, 1.5, 1.8, 2.0배 끝단거리에 대한 정적 해석을 수행하여 보수적인 응력을 구하였다. 이 응력을 바탕으로 TWIST의 표준하중 스펙트럼을 적용하여 비행하중을 생성하고, 이 비행하중을 이용하여 균열성장 피로해석을 수행하였다. 이 결과를 통하여 P-3CK 사업 중 수리된 패스너 홀의 유효성을 평가하고 정비주기 및 기준을 설정하였다.
이 논문에서는 설계정보가 없는 노후 항공기를 사용한 P-3CK 해상초계기 사업을 바탕으로, 끝단거리 부족 결함 수리를 위한 패스너 홀 구조특성 연구를 수행하였다. 이를 위해 끝단거리 결함이 많이 발생했던 낫셀 론저론 부분을 선택하고, 1.5, 1.8, 2.0배 끝단거리에 대한 정적 해석을 수행하여 보수적인 응력을 구하였다. 이 응력을 바탕으로 TWIST의 표준하중 스펙트럼을 적용하여 비행하중을 생성하고, 이 비행하중을 이용하여 균열성장 피로해석을 수행하였다. 이 결과를 통하여 P-3CK 사업 중 수리된 패스너 홀의 유효성을 평가하고 정비주기 및 기준을 설정하였다.
In this study, based on P-3CK project using aging aircraft without any design information, the structural assessments of fastener holes to repair the short edge distance defects are investigated. For this purpose, the nacelle longeron which has many defects is selected and then conservative stress i...
In this study, based on P-3CK project using aging aircraft without any design information, the structural assessments of fastener holes to repair the short edge distance defects are investigated. For this purpose, the nacelle longeron which has many defects is selected and then conservative stress is calculated by performing the static analysis of 1.5ED, 1.8ED, 2.0ED defects of longeron fastener holes. This result applies to TWIST standard load spectrum to generate flight load spectrum. Then the crack growth analysis is performed by using flight load spectrum. Through this, the validity of a repaired fastener hole is evaluated. Finally, the standard of repair and the period of maintenance for a defected fastener hole are established.
In this study, based on P-3CK project using aging aircraft without any design information, the structural assessments of fastener holes to repair the short edge distance defects are investigated. For this purpose, the nacelle longeron which has many defects is selected and then conservative stress is calculated by performing the static analysis of 1.5ED, 1.8ED, 2.0ED defects of longeron fastener holes. This result applies to TWIST standard load spectrum to generate flight load spectrum. Then the crack growth analysis is performed by using flight load spectrum. Through this, the validity of a repaired fastener hole is evaluated. Finally, the standard of repair and the period of maintenance for a defected fastener hole are established.
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문제 정의
본 연구에서는 2005년부터 2010년까지 수행된 P-3CK 해상초계기 사업을 바탕으로, 노후 항공기 끝단거리 부족에 대한 정적해석 및 피로수명 예측을 수행하고, 노후 항공기의 패스너 홀 관련 정비기준을 제시하였다.
본 연구에서는 실제의 P-3CK 사업을 바탕으로, 노후화 된 항공기 수명연장 시 발생되는 결함을 정의하고, 이 결함의 정적 및 피로해석을 통해, 수명연장 된 항공기의 수명예측 및 정비주기를 산출하였다. 결과는 아래와 같다.
제안 방법
4ksi, 6ksi 하중 조건과 1.5 ED, 1.8 ED, 2.0 ED 조건에 대하여 각각 cos2 하중분포와 접촉응력 해석을 수행하였다. 해석결과 값의 위치를 표시하기 위해, Fig.
Open Hole이 아닌 리벳이 장착 된 상황을 모사 하기 위해, LifeWorks에서 제공하는 "Neat Fit Fastener"라는 옵션을 사용하여 해석을 수행하였다.
나. TWIST를 기반으로 하여 정적해석 결과를 적용하여 비행하중을 생성하였다.
또한 실제의 상황은 리벳과 스킨, 론저론이 서로 접촉하여 상호작용을 하며 하중이 분포하게 된다. 따라서, 1.5, 1.8, 2.0 ED의 경우 각각 Fig. 5와 같이 cos2 분포를 이용하여 론저론, 스킨에 하중을 분포시켜 해주는 경우와 Fig. 6과 같이 리벳과 스킨, 론저론을 모두 모델링하여 NASTRAN의 접촉 해석을 하는 두 가지 경우로 수행하였다. 접촉 모델의 경우 하중 부위와 경계조건에 의해 리벳에 모멘트가 생긴다.
5배 정도에서 항복강도을 가지는 재질을 선택하게 된다. 따라서, 리벳에 사용된 재질인 Al2117-T4의 항복강도인 24ksi의 2/3인 16ksi가 리벳에 작용하고 있는 경우와 노후 항공기인 점을 고려하여 좀 더 보수적인 해석을 위해 리벳에 24ksi 항복응력이 작용하는 두 가지 경우에 대해서 정적해석을 수행하였다. 모델의 판의 너비가 리벳 구멍의 약 4배가 되기 때문에 판에 작용하는 응력은 아래 식 (2)에 의해 각각 4ksi, 6ksi가 된다.
하지만, 이 방법들은 보안상의 문제와 군과 업체의 협조가 필수적인 상황이기 때문에 현실적으로 힘든 면이 많다. 따라서, 본 연구에서는 Wing Root부 표준하중스펙트럼으로 알려진 TWIST(Transport Wing Standard)[7]를 활용하여 비행하중을 생성하고 피로해석을 수행하였다.
이에 따라, 해석을 위해 가장 필요한 기본 작용하중을 알 수 없었다. 따라서, 본 연구에서는 결함부위에 사용된 재질을 바탕으로 역으로 작용하중을 유추하였다. 일반적으로 판과 판이 리벳으로 체결된 경우, 과도한 하중이 생기면 리벳이 먼저 파손이 되도록 설계가 되어있고, 설계부위의 하중이 정해지면 최대하중의 약 1.
3과 같다. 본 연구에서는 해석의 편의성을 위하여 카운터성크 리벳(MS20426AD4) 구멍을 식 (1)에 따라 간소화하였다. 식 (1)은 리벳 구멍을 수직형태의 일반홀로 변환시켜주는 식으로 해당항공기 원제작사에서 사용하는 경험식이다.
7과 같이 리벳 구멍 우측 가운데 점을 기준으로 반시계방향으로 각도를 표기하였다. 해석결과는 차이가 미세하지만 미세스 응력에 비해 조금 더 보수적인 결과를 나타내고 압축/인장을 받는 부위까지 표현이 가능한 최대주응력으로 표시하였다.
대상 데이터
식 (1)은 리벳 구멍을 수직형태의 일반홀로 변환시켜주는 식으로 해당항공기 원제작사에서 사용하는 경험식이다. 여기에 수명을 다한 이후에도 약 20년 가까이 치장되었던 항공기 상황을 고려하여, 1.5ED 미만의 결함은 무조건 수리를 한다는 가정 하에, 1.5ED, 1.8ED, 2.0ED 3가지 경우를 연구 대상으로 하였다. 낫셀 론저론 및 리벳, 스킨 재질은 Table 2와 같다.
데이터처리
LifeWorks를 이용하여 균열성장 해석을 수행하였으며 형상조건은 Fig. 9에서 보는 바와 같다. 초기 균열은 Surface , Bore 모두 0.
가. 정적해석은 MD NASTRAN을 사용하여 리벳 cos2 하중분포로 접촉 해석을 수행하였으며 결과 값은 보수적인 해석을 통해 가장 높은 응력을 경우 별로 선택하였다.
성능/효과
02inch정도 나오게 된다. 따라서, 10,000시간이 오기 전에 정비 1회 이상, 그 이후에 1회 정도 검사를 하게 되면, 안전하게 운용을 할 수 있을 것이다. 스킨의 경우 Fig.
본 연구 결과에 따라 ED가 1.5ED∼2.0 ED인 경우, 끝단거리 부족 결함이 나왔다면 수리 없이 사용해도 무방할 것으로 판단되었다.
다. 피로해석은 LifeWorks을 이용하여, 균열성장(Crack Growth) 해석을 수행하였으며, 론저론의 경우는 피로파괴 발생의 가능성이 없음을 확인하였고, 항공기 스킨의 경우는 피로파괴 가능성이 예측되어, 요구시간 15,000시간 내 최소 정비 횟수 2회를 산출하였다.
후속연구
본 연구결과는 재료물성치 및 관련 비행하중을 획득 할 수 있으면, MD NASTRAN과 LifeWorks 프로그램을 통하여 F-16과 같은 다른 수명연장 사업에서도 적용이 가능할 것이다. 또한 운용이력이나 설계 데이터가 없는 항공기의 수명연장 사업에 좋은 참고가 될 것으로 판단된다.
본 연구결과는 재료물성치 및 관련 비행하중을 획득 할 수 있으면, MD NASTRAN과 LifeWorks 프로그램을 통하여 F-16과 같은 다른 수명연장 사업에서도 적용이 가능할 것이다. 또한 운용이력이나 설계 데이터가 없는 항공기의 수명연장 사업에 좋은 참고가 될 것으로 판단된다.
현재에 쓰이는 P-3C 역시 대잠수함전과 초계업무가 주인 항공기로 전투기가 아니기 때문에 급격한 기동을 하지 않으며, 수송기와 유사한 형태의 비행 프로파일을 가질 것으로 판단된다. 본 연구의 결함 부위는 엔진 낫셀 부위로, TWIST에서 생성되는 Wing Root 하중에 비해 상대적으로 적은 하중이 적용되므로, 보수적인 해석 결과를 얻을 수 있을 것으로 판단된다. 따라서, TWIST의 비행하중을 피로해석에 적용하는 것은 타당하다고 할 수 있다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
기체구조 관점에서 대부분의 결함은 어디에서 나오는가?
그러나, 기체구조의 경우 기능적으로 피로손상에 민감하게 노출되는 일부 피로 특성 품목을 제외하고는 기존 구조물을 재사용하는 개념으로 진행되어, 전반적 구조 안전성에 대한 검토와 판단이 절실히 요구되었다. 기체구조 관점에서 대부분의 결함은 부식 또는 변형과 관련된 결함이며, 그 중 상당부분이 끝단거리 부족(SED : Short Edge Distance)이라는 패스너 홀 관련 결함이다[1].
본문에서 끝단거리 부족 결함 수리를 위한 패스너 홀 구조특성 연구를 하기 위한 방법은 무엇인가?
이 논문에서는 설계정보가 없는 노후 항공기를 사용한 P-3CK 해상초계기 사업을 바탕으로, 끝단거리 부족 결함 수리를 위한 패스너 홀 구조특성 연구를 수행하였다. 이를 위해 끝단거리 결함이 많이 발생했던 낫셀 론저론 부분을 선택하고, 1.5, 1.8, 2.0배 끝단거리에 대한 정적 해석을 수행하여 보수적인 응력을 구하였다. 이 응력을 바탕으로 TWIST의 표준하중 스펙트럼을 적용하여 비행하중을 생성하고, 이 비행하중을 이용하여 균열성장 피로해석을 수행하였다.
P-3CK 해상초계기 사업의 내용은 무엇인가?
P-3CK 해상초계기 사업의 경우는 미군에서 사용하다 운용수명에 도달하여 폐기 후 20년 가까이 애리조나 사막에 치장된 P-3B(L) 항공기를 구매하여 15,000 비행시간 또는 20년 이상의 항공기 운용이 가능토록 기체수명을 연장하고, 항전 장비를 업그레이드 하는 사업이다. 항전계통의 경우 현재 가용한 최신장비로의 업그레이드 개발로써, 대부분의 기존 장비를 제거하고 완전히 새로운 시스템으로 재구성하였기에 항공기 노후화에 따른 고려가 필요치 않았다.
참고문헌 (9)
Seokbong Song, The report of Quality Assurance Activity on the first aircraft of P-3CKs in Korea, DTaQ-10-2312-Q, DTaQ, 2010, pp. 56-57.
Michael C.Y.NIU, Airframe Structural Design, Hongkong Conmilit Press LTD, 1998
K.N. Shivakumar, J.C. Newman Jr., "Stress Concentrations for Straight-Shank and Countersunk Holes in Plates Subjected to Tension, Bending, and Pin Loading," NASATP-3192, June 1992
Crews, John H., C.S. Hong, and I.S. Raju, "Stress Concentration Factors for Finite Orthotropic Laminates with a Pin-Loaded Hole," NASA-TP-1862, 1981
Chul-Young Park, Alten F. Grandt Jr., "Effect of load transfer on the cracking behavior at a countersunk fastener hole," International Journal of Fatigue, 29, 2007, pp. 146-157.
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J.B. de JONGE, "A Standardized Load Sequence for Flight Simulation Test on Transport Aircraft Wing Structures," Nat. Aerospace Lab, NRL, 1973
J. Schijve, A.M. Vlutters, Crack Growth in Aluminium Alloy Sheet Material Under Flight-Simulation Loading, Delft University of Technology LR-441, 1984 9
Ulf G. Goranson, "Damage Tolerance Facts and Friction," International Conference on Damage Tolerance of Aircraft Structures, 2007 Sep.
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