[논문]장기운용항공기 구조물의 잔여 피로수명예측 기법

이은경; 정유인; 김상식

doi:10.3740/mrsk.2015.25.10.516

문제 정의

본 연구에서는 실제로 장기운용된 P3-B 항공기 부품에서 관찰되는 다양한 형태의 부식형상을 DB화하고 피로시편을 채취하여 S-N 피로시험을 통해 잔류 피로수명을 측정하였다. 또한 환경적 영향에 의해 감소되는 피로수명을 등가초기균열크기 (equivalent initial flaw size, EIFS) 개념과 파괴역학적 (fracture mechanics) 모델링을 통해 예측하고자 한다.
본 연구에서는 1966년 설계되어, 14,659시간 비행되는 동안 설계수명의 약 73 %를 활용한 후 1991년에 AMARC(aerospace maintenance and regeneration center) 로 이송된 P-3B 항공기의 실부품을 이용하여 장기운용된 항공기에서 발생할 수 있는 부식 손상과 이에 따른 피로수명의 저하에 대하여 연구하였다. 장기운용 시 발생한 부식손상을 여러 배율에서 DB화하기 위하여 디지털 카메라, 실물카메라, 광학현미경 및 주사전자현미경을 이용하였다.
채취된 상태의 시편에서는 내부 및 외부 모두 결함에서 균열이 시작되었으나, 표면 연마된 시편의 경우에는 가장 응력집중이 높은 모서리에서 균열이 발생한 것을 알 수 있다. 본 연구에서는 파단면에서 관찰된 결함의 형상 및 크기를 역산법으로 계산된 EIFS값과 비교하기 위하여 여러 응력 상태에서 시험된 대표적 시편에 대해 존재하는 손상에 대한 정량적 분석을 행하였으며 이를 Table 3에 나타내었다. 본 표를 통해 손상의 크기나 형상이 외부에 비하여 내부가 상대적으로 균일한 것을 알 수 있으며, 외부의 경우 a/c 비율이나 크기 등이 불균일한 것을 관찰할 수 있었다.

가설 설정

피로수명예측을 위해 본 연구에서는 내부와 외부에 대해 각각 Table 4과 5와 같이 네 가지 가정을 세워 각 조건에서 피로수명을 예측하고 그 결과를 실험값과 비교하였다. 가정 1, 2, 3에서는 a/c = 1로 고정하고 실제 측정한 손상의 깊이가 가장 큰 값을 이용하여 EIFS값을 가정하였으며, 가정 4에서는 실제 측정된 a/c비인 0.73을 이용하였다. 한편 가정 2는 측정된 손상 깊이의 평균값을 가정 3은 손상의 면적을 측정하여 사용하였다.
이러한 파괴역학적 모델링을 위하여는 정확한 피로균열성장속도와 적절한 EIFS의 선정이 필요하다. 본 연구에서는 EIF (equivalent initial flaw)의 a/c를 1로 고정하여 단순화시켰으며, 파단시간까지의 수명을 균열성장시간과 같다고 가정하였다. 여러 응력범위에서 EIFS에서 균열성장속도를 이용한 파단까지의 피로수명은 피로수명예측 프로그램인 AFGROW를 이용하여 예측하였다.

제안 방법

1 과 40 Hz의 주파수 조건으로 Instron 모델 8516 동적재료시험기를 이용하여 행하였다. S-N 피로시험 후 파단 된 시험편은 주사전자현미경(SEM)을 이용하여 파단면을 관찰하여 실제 균열생성부로 작용한 부식손상의 정도와 형상을 정량화하였다. 즉 부식손상의 깊이와 넓이 그리고 면적을 측정값과 기존에 보고된 EIFS 환산 모델링을 바탕으로 하여 역산법을 통하여 얻은 EIFS 값과 비교분석하였다.
본 연구를 통해 장기운용된 항공기에는 다양한 형태의 부식손상이 발생하는 것을 관찰하였으며, 이러한 부식손상은 항공기 구조물의 잔여 피로수명을 크게 감소시키는 것을 알 수 있었다. 또한 항공기의 부위에 따라 다양한 형태의 부식손상이 존재하는 것을 관찰하였다. 이러한 부식손상이 피로에 미치는 영향을 EIFS 개념과 파괴역학을 이용하여 적절히 예측할 수 있었다.
마지막으로 실제 특정 응력에서의 S-N 피로결과에서 역산된 EIFS값을 사용하여 여러 응력 상태에서 S-N 피로결과를 선형파괴역학을 적용하여 예측하였다. 이러한 파괴역학적 모델링을 위하여는 정확한 피로균열성장속도와 적절한 EIFS의 선정이 필요하다.
³⁾ 따라서 장기운용 항공기의 수명 연장을 위해서는 부식 손상에 대한 DB뿐만 아니라 이러한 부식 손상이 항공기의 잔류수명에 미치는 영향이 정량적으로 평가되어야 한다. 본 연구에서는 실제로 장기운용된 P3-B 항공기 부품에서 관찰되는 다양한 형태의 부식형상을 DB화하고 피로시편을 채취하여 S-N 피로시험을 통해 잔류 피로수명을 측정하였다. 또한 환경적 영향에 의해 감소되는 피로수명을 등가초기균열크기 (equivalent initial flaw size, EIFS) 개념과 파괴역학적 (fracture mechanics) 모델링을 통해 예측하고자 한다.
장기운용 시 발생한 부식손상을 여러 배율에서 DB화하기 위하여 디지털 카메라, 실물카메라, 광학현미경 및 주사전자현미경을 이용하였다. 부식손상은 항공기의 인장특성과 같은 정적 특성뿐만 아니라 피로수명에도 큰 영향을 미치므로 본 연구에서는 Fig. 2와 같이 실제 부품에서 피로시편을 채취하여 일축응력 하에서 피로시험을 행하였다. P-3B의 날개부에서 채취한 이 시편의 내부와 외부는 그림에서 보는 바와 같이 부식방지를 위해 모두 산화피막(anodizing) 처리가 되어있으며, 외부는 산화피막 처리 후 프라이머 처리 및 톱코팅으로 마무리 되어있다.
수명연장을 위해 교체된 P-3B 장기운용 항공기의 날개부에서 채취한 시편과 표면의 손상을 제거한 시편을 응력비 0.1 및 40 Hz 조건에서 일축인장 S-N 피로시험을 행하였다. Fig.
본 연구에서는 1966년 설계되어, 14,659시간 비행되는 동안 설계수명의 약 73 %를 활용한 후 1991년에 AMARC(aerospace maintenance and regeneration center) 로 이송된 P-3B 항공기의 실부품을 이용하여 장기운용된 항공기에서 발생할 수 있는 부식 손상과 이에 따른 피로수명의 저하에 대하여 연구하였다. 장기운용 시 발생한 부식손상을 여러 배율에서 DB화하기 위하여 디지털 카메라, 실물카메라, 광학현미경 및 주사전자현미경을 이용하였다. 부식손상은 항공기의 인장특성과 같은 정적 특성뿐만 아니라 피로수명에도 큰 영향을 미치므로 본 연구에서는 Fig.
S-N 피로시험 후 파단 된 시험편은 주사전자현미경(SEM)을 이용하여 파단면을 관찰하여 실제 균열생성부로 작용한 부식손상의 정도와 형상을 정량화하였다. 즉 부식손상의 깊이와 넓이 그리고 면적을 측정값과 기존에 보고된 EIFS 환산 모델링을 바탕으로 하여 역산법을 통하여 얻은 EIFS 값과 비교분석하였다.
피로수명예측을 위해 본 연구에서는 내부와 외부에 대해 각각 Table 4과 5와 같이 네 가지 가정을 세워 각 조건에서 피로수명을 예측하고 그 결과를 실험값과 비교하였다. 가정 1, 2, 3에서는 a/c = 1로 고정하고 실제 측정한 손상의 깊이가 가장 큰 값을 이용하여 EIFS값을 가정하였으며, 가정 4에서는 실제 측정된 a/c비인 0.
한편 비교를 위하여 실제 부품에서 채취 한 시편을 연마하여 표면에 존재하는 부식 또는 기계적 손상을 제거한 비교 시편에 대하여서도 피로시험을 행하였다. 피로시험은 일축인장 하중 상태에서 응력비 0.1 과 40 Hz의 주파수 조건으로 Instron 모델 8516 동적재료시험기를 이용하여 행하였다. S-N 피로시험 후 파단 된 시험편은 주사전자현미경(SEM)을 이용하여 파단면을 관찰하여 실제 균열생성부로 작용한 부식손상의 정도와 형상을 정량화하였다.
반면 내부는 연료 탱크에 대한 노출을 방지하기 위해서 산화피막 처리 후 특수코팅처리 된 상태이다. 한편 비교를 위하여 실제 부품에서 채취 한 시편을 연마하여 표면에 존재하는 부식 또는 기계적 손상을 제거한 비교 시편에 대하여서도 피로시험을 행하였다. 피로시험은 일축인장 하중 상태에서 응력비 0.

데이터처리

본 연구에서는 EIF (equivalent initial flaw)의 a/c를 1로 고정하여 단순화시켰으며, 파단시간까지의 수명을 균열성장시간과 같다고 가정하였다. 여러 응력범위에서 EIFS에서 균열성장속도를 이용한 파단까지의 피로수명은 피로수명예측 프로그램인 AFGROW를 이용하여 예측하였다.

성능/효과

실제로 2001년을 기준으로 미국 공군에서 운용중인 항공기를 살펴보면 Table 1과 같이 새로 제작된 항공기부터 40년이 넘은 항공기까지 다양한 이력의 항공기가 운용되고 있음을 알 수 있다.¹⁾ Table 1에서 보는 바와 같이 32 %의 항공기가 기본설계 수명인 20년 이상 사용되고 있고, 30년 이상된 항공기 또한 약 17 %를 차지하며 평균 사용 기간은 약 22년 정도 되는 것을 볼 수 있다. 이러한 현상은 민간 항공기에서도 크게 다르지 않으며, 이에 따라 국내에서도 장기운용된 항공기의 수명 연장을 위하여 정비 검사계획의 재정립 등의 방안이 대두되고 있다.
1은 부식손상에 의해 피로특성에 미치는 영향을 보여준다.²⁾ 부식 손상이 있는 경우, 그렇지 않는 경우에 비하여 약 30%의 피로강도 감소현상이 나타났다. 하지만 현재 이러한 환경에 의한 부식손상에 대한 대처 방안으로는 NDI(none destructive inspection)를 통하여 부품의 손상을 확인하고, 손상부품 교체 또는 손상부위를 기계적 방법으로 제거하는 방법으로만 이루어지고 있다.
한편 비교를 위하여 참고문헌⁵⁾에 보고된 동일 소재의 인장 특성을 같이 나타내었다. 그 결과 표면의 손상은 재료의 정적 특성에는 큰 영향을 끼치지 않는 것으로 확인되었다.
본 연구를 통해 장기운용된 항공기에는 다양한 형태의 부식손상이 발생하는 것을 관찰하였으며, 이러한 부식손상은 항공기 구조물의 잔여 피로수명을 크게 감소시키는 것을 알 수 있었다. 또한 항공기의 부위에 따라 다양한 형태의 부식손상이 존재하는 것을 관찰하였다.
본 연구에서는 파단면에서 관찰된 결함의 형상 및 크기를 역산법으로 계산된 EIFS값과 비교하기 위하여 여러 응력 상태에서 시험된 대표적 시편에 대해 존재하는 손상에 대한 정량적 분석을 행하였으며 이를 Table 3에 나타내었다. 본 표를 통해 손상의 크기나 형상이 외부에 비하여 내부가 상대적으로 균일한 것을 알 수 있으며, 외부의 경우 a/c 비율이나 크기 등이 불균일한 것을 관찰할 수 있었다.
이러한 부식손상이 피로에 미치는 영향을 EIFS 개념과 파괴역학을 이용하여 적절히 예측할 수 있었다. 실제로 부식손상을 a/c가 1이고 유사한 크기를 가진 균열로 간주하는 가장 간단한 가정으로도 실험적으로 구한 S-N 피로거동과 대략적으로 10 % 내외 범위에서 일치하는 것을 알 수 있었다.
7은 P-3B 날개에서 채취한 시편 중 내부에서 균열이 발생한 시편에 대해 가정 1, 2, 3, 4를 이용하여 S-N 피로특성을 예측한 결과와 실제 실험값을 보여주고 있다. 예측을 위한 입력값의 정확도가 증가할수록 예측결과가 실험값과 매우 잘 일치함을 알 수 있다. 그러나 매우 단순한 가정을 이용한 가정 1의 경우에도 약 25 % 범위 에서 실험결과와 일치하는 값을 얻을 수 있었다.
또한 항공기의 부위에 따라 다양한 형태의 부식손상이 존재하는 것을 관찰하였다. 이러한 부식손상이 피로에 미치는 영향을 EIFS 개념과 파괴역학을 이용하여 적절히 예측할 수 있었다. 실제로 부식손상을 a/c가 1이고 유사한 크기를 가진 균열로 간주하는 가장 간단한 가정으로도 실험적으로 구한 S-N 피로거동과 대략적으로 10 % 내외 범위에서 일치하는 것을 알 수 있었다.
장기운용된 항공기 P-3B의 수명연장을 위해 일부 교체된 부품에서 부식손상을 디지털 카메라, 실물현미경, 광학현미경, 그리고 주사전자현미경 등 다양한 첨단 광학 장비를 활용하여 검사한 결과 육안으로 쉽게 관찰되지 않았던 다양한 형상의 부식손상들이 특히 체결을 위한 각종 홀 주위에서 다수 관찰되었다. 예를 들어 Fig.
7(a)와 7(b)는 각각 내부와 외부에서 균열이 시작된 경우를 보여주고 있으며 7(c)는 비교를 위하여 표면이 연마된 상태에서 피로시험이 행해진 경우를 보여 주고 있다. 채취된 상태의 시편에서는 내부 및 외부 모두 결함에서 균열이 시작되었으나, 표면 연마된 시편의 경우에는 가장 응력집중이 높은 모서리에서 균열이 발생한 것을 알 수 있다. 본 연구에서는 파단면에서 관찰된 결함의 형상 및 크기를 역산법으로 계산된 EIFS값과 비교하기 위하여 여러 응력 상태에서 시험된 대표적 시편에 대해 존재하는 손상에 대한 정량적 분석을 행하였으며 이를 Table 3에 나타내었다.

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	장기운용 항공기에 존재하는 부식 손상은 어떤 영향을 미치게 되는가?	장기운용 항공기는 설계 제작되어 운용되면서 장시간 동안 부식 환경에 노출되므로 다양한 형태의 부식 손상이 존재한다. 또한 염분과 습기와 같은 부식 환경은 재료의 정적 특성뿐만 아니라 피로와 같은 동적인 특성에 크게 영향을 미치게 된다. Fig. 1은 부식손상에 의해 피로특성에 미치는 영향을 보여준다. 2) 부식 손상이 있는 경우, 그렇지 않는 경우에 비하여 약 30%의 피로강도 감소현상이 나타났다. 하지만 현재 이러한 환경에 의한 부식손상에 대한 대처 방안으로는 NDI(none destructive inspection)를 통하여 부품의 손상을 확인하고, 손상부품 교체 또는 손상부위를 기계적 방법으로 제거하는 방법으로만 이루어지고 있다.
	장기운용 항공기의 수명을 연장하려는 이유는?	최근 전세계적으로 군용 및 민간 항공기의 수요 및 가격 상승에 따라 설계수명에 도달한 장기운용 항공기의 경우에도 SLEP(service life extension program)을 통해 수명을 연장하여 사용하는 추세가 증가하고 있다. 실제로 2001년을 기준으로 미국 공군에서 운용중인 항공기를 살펴보면 Table 1과 같이 새로 제작된 항공기부터 40년이 넘은 항공기까지 다양한 이력의 항공기가 운용되고 있음을 알 수 있다.
	항공기의 부식손상에 대해 어떻게 대처하고 있는가?	2) 부식 손상이 있는 경우, 그렇지 않는 경우에 비하여 약 30%의 피로강도 감소현상이 나타났다. 하지만 현재 이러한 환경에 의한 부식손상에 대한 대처 방안으로는 NDI(none destructive inspection)를 통하여 부품의 손상을 확인하고, 손상부품 교체 또는 손상부위를 기계적 방법으로 제거하는 방법으로만 이루어지고 있다. 3) 따라서 장기운용 항공기의 수명 연장을 위해서는 부식 손상에 대한 DB뿐만 아니라 이러한 부식 손상이 항공기의 잔류수명에 미치는 영향이 정량적으로 평가되어야 한다.

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