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문제 정의
- 따라서 본 논문에서는 상온접합이 있는 복합재 날개의 저온 특성을 확인하기 위하여 수행한 구조시험에 대하여 소개하였다. 2.
- 본 구조시험 에서는 시험체 및 시험구성의 상태를 확인하고 기저 변형률을 측정하기 위하여 변형률 개관시험을 수행하였다. 변형률 개관시험을 수행하기 위한 하중조건은 무인기의 운용 중 발생하는 복합재 날개의 (-) 방향 최대 굽힘하중 조건으로 선정하였다.
- 본 논문에서는 상온접합 본딩이 있는 무인기 복합재 날개의 저온 구조시험에 대하여 소개하였다. 시험체는 일련의 상온접합 공정에 따라 제작되었으며 손상허용성을 검증하기 위하여 인위적인 충격손상을 스킨의 두께에 따라 15 ~ 36 J로 6개 부위에 적용하였다.
- 본 시험에서는 복합재 날개의 손상허용성을 입증하기 위하여 인위적인 BVID를 적용한 손상허용시험을 수행하였기 때문에, 시험이 진행됨에 따라 손상의 변화를 관찰할 필요가 있었다. 최근에는 복합재 구조의 손상탐지 및 크기변화를 시험의 중단 없이 거의 실시간으로 모니터링하는 방안으로 압전 구동기/센서가 사용되고 있다[4].
- 일반적으로 사용하는 변형률 게이지 이외에 광섬유센서 및 인위적 손상의 성장을 확인하기 위한 압전센서에 대하여 소개하였다.
제안 방법
- 2번째 단계에서는 스킨을 스트링거와 함께 적층하여 최종 경화시켰다. 3번째 단계에서는 스파, 리브 및 하부 스킨의 접합면을 일련의 절차에 의하여 표면처리하고, 접합치구에 설치하였다. 표면처리는 주로 여러 단계의 샌딩을 수행한 뒤 MEK(Methyl Ethyl Ketone) 용액으로 표면을 세척하고, 수막파열시험(Water Break Test)[3]을 수행하여 그 결과를 표준 시편과 비교하는 방법을 사용하였다.
- 저온 구조시험에서는 복합재 날개의 손상허용성을 입증하기 위하여 BVID(Barely Visible Impact Damage)를 상부스킨(UB1~UB3) 및 하부스킨(LB1~LB3)에 각각 3개씩 적용하였으며, 피로하중을 부가하여 손상허용시험을 수행하였다. BVID의 위치는 정적강도의 안전여유(Margin of Safety)가 낮은 영역을 기준으로 선정하였으며, 스킨의 두께에 따라 자유낙하 충격체를 이용하여 15 ~ 36 J의 충격에너지를 적용하였다. 피로하중은 무인기의 운용도 분석으로부터 생성된 1배 수명 하중 스펙트럼을 적용하였으며, 굽힘, 비틀림, 전단 등의 다양한 하중조건이 조합된 형태로 구성된다.
- 본 시험에서는 변형률과 온도를 측정하기 위한 광섬유 센서를 보조스파에 장착하였으며, 변형률 개관시험을 수행하여 저온환경 하에서 광섬유센서 장착상태의 건전성과 온도보상을 이용한 변형률 계산을 수행하였다. 광섬유 센서는 FBG(Fiber Bragg Grating) 센서 형태로써 에폭시 접착제를 이용하여 장착하였으며, Fig. 5와 같이 보조스파 인보드 부위의 굽힘을 측정하기 위한 2개의 변형률 센서, 가운데 부위에 1개의 온도센서를 장착하여 온도와 변형률을 측정하였다.
- 구조시험이 진행되는 동안에 저온 환경에서 상온접합 영역 및 주요 구조물의 구조적 건전성을 확인하기 위하여 단축 변형률 게이지를 장착하였다. 변형률 게이지는 Fig.
- 압전 구동기에서는 유도초음파를 발생시키고 손상에 의해 발생하는 반사 및 산란파를 다수의 센서배열로 측정한 뒤 Beamforming 기법을 사용하여 손상의 각도 및 위치추정을 수행하였다. 또한, 손상의 변화를 모니터링 하기 위하여 시험이 진행되는 동안과 시험이 끝난 후에 측정된 시험데이터를 비교하여 손상의 변화를 모니터링 하였다. 압전 구동기/센서를 이용한 손상탐지 기법은 참고문헌[5]에 상세히 수록하였다.
- 복합재 날개에 인위적인 BVID를 적용하고 1배 수명에 해당하는 하중 스펙트럼을 저온환경에서 부가하여 손상허용시험을 수행하였다. Fig.
- 본 시험에서는 변형률과 온도를 측정하기 위한 광섬유 센서를 보조스파에 장착하였으며, 변형률 개관시험을 수행하여 저온환경 하에서 광섬유센서 장착상태의 건전성과 온도보상을 이용한 변형률 계산을 수행하였다.
- 구조시험은 저온환경 하에서의 변형률 개관시험과 1배 수명에 대한 피로하중을 부가한 손상허용시험으로 구성된다. 상온접합 영역 및 주요 구조물의 구조적 건전성을 확인하기 위하여 변형률 게이지와 광섬유 센서를 장착하였으며, 인위적인 손상을 모니터링 하기 위하여 압전 구동기/센서를 장착하였다. 변형률 개관시험을 통해 시험체 및 시험구성에 이상이 없음을 확인하였으며, 스킨 및 스파에서는 영역별로 –269 ~ 233 με 및 –161 ~ 143 με의 변형률이 측정되었다.
- 14와 같이 비교하였다. 손상을 모사하기 위해서 직경 10 mm 내외의 금속재 너트에 왁스를 도포하여 스킨에 부착하고 압전 구동기/센서로부터 신호를 측정하였다. 실선으로 나타낸 그래프는 구조시험으로부터 측정한 신호차이이며 점선으로 나타낸 그래프는 모사된 손상으로부터 측정한 신호차이이다.
- 6과 같이 3개 군의 압전 구동기/센서를 장착하였다. 압전 구동기에서는 유도초음파를 발생시키고 손상에 의해 발생하는 반사 및 산란파를 다수의 센서배열로 측정한 뒤 Beamforming 기법을 사용하여 손상의 각도 및 위치추정을 수행하였다. 또한, 손상의 변화를 모니터링 하기 위하여 시험이 진행되는 동안과 시험이 끝난 후에 측정된 시험데이터를 비교하여 손상의 변화를 모니터링 하였다.
- 저온 구조시험에서는 복합재 날개의 손상허용성을 입증하기 위하여 BVID(Barely Visible Impact Damage)를 상부스킨(UB1~UB3) 및 하부스킨(LB1~LB3)에 각각 3개씩 적용하였으며, 피로하중을 부가하여 손상허용시험을 수행하였다. BVID의 위치는 정적강도의 안전여유(Margin of Safety)가 낮은 영역을 기준으로 선정하였으며, 스킨의 두께에 따라 자유낙하 충격체를 이용하여 15 ~ 36 J의 충격에너지를 적용하였다.
- 제작방법은 우선 리브와 스파를 경화시킨 후 조립치구에 설치하여 갈바닉 부식의 염려가 없는 특수 리벳으로 조립하였다. 2번째 단계에서는 스킨을 스트링거와 함께 적층하여 최종 경화시켰다.
- 측정 시점은 시험 중(약 15,000 사이클) 및 시험 후 이며, 두 신호의 차이를 같이 나타내었다. 진폭의 차이가 발생한 것이 손상의 변화나 발생에 기인한 것인지, 또는 시험 중 부가된 하중에 의한 시험체의 변형에 기인한 것인지 확인하기 위하여 인위적인 손상을 모사한 시험결과를 Fig. 14와 같이 비교하였다. 손상을 모사하기 위해서 직경 10 mm 내외의 금속재 너트에 왁스를 도포하여 스킨에 부착하고 압전 구동기/센서로부터 신호를 측정하였다.
- 챔버 내에는 5개의 온도계를 설치하였으며, 시험체의 전반적인 온도 수렴성을 확인하기 위하여 시험체와 대략 20 cm떨어진 공간에 1개, 인보드(Inboard) 스킨 부위에 2개, 날개 끝(Wing Tip) 근방 스킨 부위에 2개를 각각 설치하였다. 시험온도는 대략적으로 –50 ℃ 이하이며, 챔버, 인보드, 날개 끝 부위의 시험온도 도달시간은 각각 45분, 1시간 50분, 3시간이 소요되었다.
- 변형률 게이지의 위치를 고려하였을 때, 하부스킨에 위치한 점검창과 매우 가까운 위치이며, 다른 영역과는 달리 컷아웃(Cutout)과 같은 불연속적인 형상을 갖는 이유로 하중경로가 달라지는 영역이다. 특히 점검창 및 점검창 프레임의 재질은 알루미늄이기 때문에 복합재료와 다른 열팽창계수로 인하여 시험온도의 안정화 시간도 이러한 변화를 나타낸 하나의 요인으로 추정하였다. 따라서 동일한 하중이 반복되더라도 이 영역에서는 하중경로 및 온도 안정화 영향이 다른 영역보다 비교적 더 민감하다는 것으로 판단하였다.
- 3번째 단계에서는 스파, 리브 및 하부 스킨의 접합면을 일련의 절차에 의하여 표면처리하고, 접합치구에 설치하였다. 표면처리는 주로 여러 단계의 샌딩을 수행한 뒤 MEK(Methyl Ethyl Ketone) 용액으로 표면을 세척하고, 수막파열시험(Water Break Test)[3]을 수행하여 그 결과를 표준 시편과 비교하는 방법을 사용하였다. 접합치구에 구조물이 설치되면, 실제 접합 두께를 확인하는 절차를 수행한 뒤 최종 접합하였다.
대상 데이터
- 이러한 감시 정찰 무인기의 구조는 일반적으로 급격한 기동이 없고, 비교적 낮은 속도에서 장기체공에 효율적인 긴 날개 스팬과 날개 단면 형상을 갖고 있다. 또한, 비행중 긴 날개의 강성유지와 중량절감을 위하여 비강성이 높은 탄소섬유 강화 플라스틱 (Carbon Fiber Reinforced Plastic)을 주구조의 재료로 사용한다. RQ-4의 날개구조는 길이가 39.
- 본 시험에 사용된 시험체는 무인기 복합재 날개로써, 전형적인 보강판 구조로 스파, 리브, 스킨으로 구성되어 있다. 대부분의 구조는 T800급의 Carbon/Epoxy 복합재로 구성되며, 일부 리브 및 동체와의 연결 피팅 등은 알루미늄 재질로 구성된다.
- 본 논문에서는 상온접합 본딩이 있는 무인기 복합재 날개의 저온 구조시험에 대하여 소개하였다. 시험체는 일련의 상온접합 공정에 따라 제작되었으며 손상허용성을 검증하기 위하여 인위적인 충격손상을 스킨의 두께에 따라 15 ~ 36 J로 6개 부위에 적용하였다. 구조시험은 저온환경 하에서의 변형률 개관시험과 1배 수명에 대한 피로하중을 부가한 손상허용시험으로 구성된다.
이론/모형
- Figure 13은 센서군 1에서 발생시킨 20 kHz의 유도초음파에 대한 신호응답이며, 유도초음파 인가 시 5개의 Peak를 가진 정현파에 Toneburst 파형을 사용하였다[5]. 측정 시점은 시험 중(약 15,000 사이클) 및 시험 후 이며, 두 신호의 차이를 같이 나타내었다.
성능/효과
- 손상지수는 손상의 형태나 크기가 어느 정도 변하였는지를 나타내는 지표이며, 측정된 신호차이에 대한 손상지수를 상대적으로 비교하여 손상의 변화여부를 판단하기 위하여 적용하였다. 구조시험결과로 계산된 RMS와 잔류에너지는 손상모사시험으로 계산된 값에 대하여 각각 5 % 및 3 % 이하인 것으로 확인되었다.
- 특히 점검창 및 점검창 프레임의 재질은 알루미늄이기 때문에 복합재료와 다른 열팽창계수로 인하여 시험온도의 안정화 시간도 이러한 변화를 나타낸 하나의 요인으로 추정하였다. 따라서 동일한 하중이 반복되더라도 이 영역에서는 하중경로 및 온도 안정화 영향이 다른 영역보다 비교적 더 민감하다는 것으로 판단하였다. 또한 점검창과 가까운 곳에 위치한 Fig.
- 이러한 결과로부터 구조시험에서 측정한 신호응답의 차이는 손상의 변화나 발생에 기인한 것이 아닌 본 시험에서 허용될 수 있는 측정오차로 판단하였다. 또한 2.5.2절에서 기술한 바와 같이 비파괴검사결과를 통해 손상의 크기 및 형태가 변하지 않았음을 확인하였으므로, 손상지수를 이용한 변화여부를 판단하는 방법이 적합한 것으로 판단하였다.
- 또한 하부스킨 점검창과 가까운 영역의 LSG6, LSG11, RSG4에서는 100 με이상의 범위로 변형률의 변화가 상대적으로 크게 나타난 것으로 보아 하중경로의 영향이 다른 영역에 비해 더 민감한 것을 확인하였다.
- 변형률 개관시험으로부터 시험체 및 시험구성 상태에는 이상이 없음을 확인하였으며, USG1에서 이상신호가 발생하는 것으로 판단하여 시험결과에서 제외하였다.
- 10은 변형률 개관시험이 진행되는 동안 FBG센서로부터 측정한 변형률을 나타낸다. 변형률 개관시험은 최종 시험하중까지 총 5단계에 걸쳐 하중이 부가되며, 각 단계마다 유압작동기의 과도응답(Overshoot)이 나타나지만 시간이 지나면서 목표하중으로 안정화되는 것을 확인하였다. Fig.
- 변형률 개관시험을 통해 시험체 및 시험구성에 이상이 없음을 확인하였으며, 스킨 및 스파에서는 영역별로 –269 ~ 233 με 및 –161 ~ 143 με의 변형률이 측정되었다.
- 압전 구동기/센서를 이용한 손상 모니터링을 통해 신호응답의 차이가 발생하는 것을 확인하였으나, 손상모사에 대한 신호응답 차이로 계산된 손상지수의 3~5 %수준인 것으로 계산되어 시험이 진행되는 동안에 인위적인 손상의 변화 및 성장이 나타나지 않았음을 확인하였다. 손상의 위치추정으로부터 계산된 추정오차는 직선거리로 5 ~ 76 mm로 확인되었으며, UB3의 위치추정을 위한 센서군의 배치설계가 부적합하다는 것을 확인하였다.
- 측정된 변형률로부터 날개뿌리와 가장 가까운 후방스파 영역에서 비교적 낮은 수준의 하중이 전달됨을 확인하였다. 손상허용시험 결과로부터 저온환경 하에서 충격손상의 변화나 구조적 건전성에 이상이 없음을 확인하였다. 또한 하부스킨 점검창과 가까운 영역의 LSG6, LSG11, RSG4에서는 100 με이상의 범위로 변형률의 변화가 상대적으로 크게 나타난 것으로 보아 하중경로의 영향이 다른 영역에 비해 더 민감한 것을 확인하였다.
- 04 mm의 길이를 갖는다. 손상허용시험 전후로 비파괴검사를 수행하였으며, 1배 수명에 해당하는 하중스펙트럼을 부가한 후에도 BVID의 크기 및 형태가 변하지 않았음을 확인하였다.
- 또한 하부스킨 점검창과 가까운 영역의 LSG6, LSG11, RSG4에서는 100 με이상의 범위로 변형률의 변화가 상대적으로 크게 나타난 것으로 보아 하중경로의 영향이 다른 영역에 비해 더 민감한 것을 확인하였다. 압전 구동기/센서를 이용한 손상 모니터링을 통해 신호응답의 차이가 발생하는 것을 확인하였으나, 손상모사에 대한 신호응답 차이로 계산된 손상지수의 3~5 %수준인 것으로 계산되어 시험이 진행되는 동안에 인위적인 손상의 변화 및 성장이 나타나지 않았음을 확인하였다. 손상의 위치추정으로부터 계산된 추정오차는 직선거리로 5 ~ 76 mm로 확인되었으며, UB3의 위치추정을 위한 센서군의 배치설계가 부적합하다는 것을 확인하였다.
- 이러한 결과로부터 구조시험에서 측정한 신호응답의 차이는 손상의 변화나 발생에 기인한 것이 아닌 본 시험에서 허용될 수 있는 측정오차로 판단하였다. 또한 2.
- 전반적으로 시험이 종료될 때까지 측정된 변형률은 증가하거나 감소하는 경향 없이 비교적 일정하게 나타났다. 이러한 결과로부터 복합재 날개에 피로하중이 부가되는 동안에 손상에 의한 구조적 변화나 피로하중에 의한 구조적 건전성에 이상이 없음을 판단하였다.
- 11은 시험을 수행하는 동안에 반복되는 여러 가지 하중조건들 중에서 변형률 개관시험에서 사용된 하중조건에 대해서만 나타낸 시험결과이다. 전반적으로 시험이 종료될 때까지 측정된 변형률은 증가하거나 감소하는 경향 없이 비교적 일정하게 나타났다. 이러한 결과로부터 복합재 날개에 피로하중이 부가되는 동안에 손상에 의한 구조적 변화나 피로하중에 의한 구조적 건전성에 이상이 없음을 판단하였다.
- 변형률 개관시험을 통해 시험체 및 시험구성에 이상이 없음을 확인하였으며, 스킨 및 스파에서는 영역별로 –269 ~ 233 με 및 –161 ~ 143 με의 변형률이 측정되었다. 측정된 변형률로부터 날개뿌리와 가장 가까운 후방스파 영역에서 비교적 낮은 수준의 하중이 전달됨을 확인하였다. 손상허용시험 결과로부터 저온환경 하에서 충격손상의 변화나 구조적 건전성에 이상이 없음을 확인하였다.
- 3과 같이 하중 패드(Pad)와 고무 패드로 감싸는 방법으로 하중프레임을 구성하였다. 하중프레임은 본 시험에 앞서서 저온 환경에서 하중전달에 문제가 없는지 예비시험을 수행하여 사용에 문제가 없음을 확인하였다.
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