[논문]항공기 주익구조물의 피로균열 진전 해석 및 실험을 위한 응력 스펙트럼 알고리즘 개발

천영철; 장윤정; 정태진; 강기원

doi:10.3795/ksme-a.2015.39.12.1281

항공기 주익구조물의 피로균열 진전 해석 및 실험을 위한 응력 스펙트럼 알고리즘 개발
Stress Spectrum Algorithm Development for Fatigue Crack Growth Analysis and Experiment for Aircraft Wing Structure 원문보기

大韓機械學會論文集. Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers. A. A, v.39 no.12, 2015년, pp.1281 - 1286

천영철 (군산대학교 기계공학과) , 장윤정 (군산대학교 기계공학과) , 정태진 (군산대학교 기계공학과) , 강기원 (군산대학교 기계공학과)

초록
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항공기는 다양한 임무를 수행함으로써 장기간 운영 시 비행시간 누적으로 인해 피로균열을 발생시킬 수 있다. 주익 구조물에 균열이 발생하면 수명단축 등 여러 문제점들이 발생할 수 있다. 이의 해결을 위해 피로임계위치(Fatigue critical location, FCL)에서의 균열진전 해석이 필요하다. 균열진전 해석을 위해서는 장시간의 응력 스펙트럼이 필요한데 실제 항공기에서 필요한 만큼의 데이터를 얻는 것은 막대한 시간과 비이 소요된다. 본 논문에서는 SwRI(South West Research Institute)보고서에 제시되어있는 임무별 단시간 하중배수 자료를 바탕으로 Peak-Valley Cycle Counting 을 진행하여 장시간의 응력 스펙트럼을 산출하는 알고리즘을 개발하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

Fatigue cracks can be generated in aircraft as a result of the cumulative time spent during flight operations, which can extend for long periods of time and cover a variety of missions. If a crack occurs in an aircraft's main spar, it can generate many problems, including a lift time reduction. To solve this problem, it was necessary to perform an analysis of fatigue crack growth in the fatigue critical locations. Much time and expense is involved in generating the stress needed for a crack propagation analysis over a long period of time to obtain the amount of data required for an actual aircraft. In this paper, an algorithm is developed that can calculate the spectrum of stress over a long period of time for a mission by the Southwest Research Institute, which is based on the short-time load factor data produced using the peak-valley cycle counting method.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

본 논문에서는 SwRI 보고서에 제시된 하중배수 스펙트럼 데이터를 활용하여 피로하중스펙트럼을 산출한다. 알고리즘은 Case A 와 Case B 두 가지 방법을 제시하였다.

가설 설정

피크의 조건으로는 1) 밸리 사이에 있는 가장 큰 값이다. 2) 피크(p) 앞, 뒤에 있는 밸리(v_i)는 50%이상 차이가 있어야 한다.

제안 방법

(1) 참고문헌에 제시된 항공기 주익 구조물의 하중배수 스펙트럼에 대하여, 피크의 경우 2g 이상 및 밸리의 경우 전후 1g 이상의 alternating 값 조건의 사이클 카운팅을 수행하였다.
(2) 10 종류의 비행 임무 분담률의 조정에 따른 피로응력 스펙트럼 알고리즘 Case A 및 Case B 를 개발하였으며 이를 이용하여 1000 비행 시간 기준의 FCL 별 피로응력 스펙트럼을 산출하였다.
하중 배수 데이터를 보유하고 있지만 주익 구조물의 피로균열진전 해석 및 실험을 수행하기 위해서는 하중 스펙트럼을 응력 스펙트럼으로 변환해야 하는 과정이 필요하다.⁽⁹⁾ 이를 위하여 임무들 중 가장 높은 하중배수와 SwRI 보고서에 제시되어 있는 FCL 별 Composite Stress Spectra 의 최대응력을 이용하여 하중배수에서 응력으로 변환할 수 있는 기울기 m 을 구하였다. 식 (4)는 기울기를 얻기 위한 식이다.
Case A 보다 목표 값에 가깝게 다가가기 위하여 개발 하였고 Case A 의 알고리즘에 Scale Up & Down과 임무별 비율조정을 추가하였다.
단계적 배율과 임무별 비율 조정을 반영한 데이터를 하중배수에서 응력으로 변환하기 위하여 Case A 와 같은 식 (3)을 이용하여 기울기 m 을 구하였다. Case A 에서는 보유하고 있는 하중배수 스펙트럼 중 가장 높은 하중배수를 사용하였지만 Case B 에서는 단계적 배율을 적용한 임무 중 가장 높은 하중배수와 FCL 별 Composite Stress Spectra 의 최대응력을 이용하여 구하였다.
SwRI 보고서에 제시되어있는 초기 임무분담률을 조정하였다. 비율 조정 시에는 목표로 하는 총 시간을 구속하고 FCL 부위에 민감하게 작용하는 높은 값의 응력을 우선순위로 하였다.
SwRI 보고서와 기초데이터를 활용하여 Case A 와 Case B 의 알고리즘을 각 FCL 에 적용하였다. 임무별로 짧게는 20 분, 길게는 40 분의 데이터를 보유하고 있다.
본 논문에서는 SwRI 보고서에 제시된 임무별 하중배수 데이터는 단 시간의 하중스펙트럼이다. 그러므로 단시간의 하중배수 스펙트럼을 장시간의 응력 스펙트럼으로 산출하는 알고리즘을 제안한다. Fig.
25g 간격의 하중 스펙트럼을 보유하고 있는데 하나의 임무에 들어있는 하중스펙트럼들을 100%로 하여 비율을 조정하였다. 높은 하중배수를 우선으로 하였고 최종 스펙트럼에 들어가야 하는 개수를 구속하여 조절하였다. Fig.
단계적 배율을 진행하면 임무별로 0.25g 간격의 하중 스펙트럼을 보유하고 있는데 하나의 임무에 들어있는 하중스펙트럼들을 100%로 하여 비율을 조정하였다. 높은 하중배수를 우선으로 하였고 최종 스펙트럼에 들어가야 하는 개수를 구속하여 조절하였다.
본 연구에서는 기존의 알고리즘을 보완하기 위하여 임무분담률 조정, 단계적 배율 등의 내용을 추가하여 Case A 와 Case B 의 알고리즘을 개발하였으며 다음과 같은 결론을 내렸다.
SwRI 보고서에 제시되어있는 초기 임무분담률을 조정하였다. 비율 조정 시에는 목표로 하는 총 시간을 구속하고 FCL 부위에 민감하게 작용하는 높은 값의 응력을 우선순위로 하였다. 초기 임무분담률을 사용한 그래프는 Fig.
Case A 와 같은 방법으로 SwRI 보고서에 제시되 어있는 초기 임무분담률을 조정하였다. 비율 조정 시에는 목표로 하는 총 시간을 구속하고, FCL 부위에 민감하게 작용하는 높은 값의 응력을 우선순위로 하였다. Fig.
본 논문에서는 SwRI 보고서에 제시된 하중배수 스펙트럼 데이터를 활용하여 피로하중스펙트럼을 산출한다. 알고리즘은 Case A 와 Case B 두 가지 방법을 제시하였다.
8 의 (a)는 보고서에 제시되어 있는 임무 분담률을 적용한 그래프이다. 전체적으로 목표에 근접해있지만 130.4~172.4MPa 의 값들이 약간의 차이를 보이고 있어 오차를 줄이기 위하여 임무 분담률을 조절하였다. (b)는 임무 분담률을 조정하여 적용한 그래프이다.
2 의 (a)는 식 (1)~(3)의 내용을 토대로 하여 초기데이터와 피크-밸리 사이클 카운팅을 적용한 예시 그래프이고, (b)는 보유하고 있는 하중 스펙트럼 중 임무 6 에 대하여 초기데이터와 피크-밸리 사이클 카운팅을 적용하여 불필요한 데이터들을 삭제한 그래프를 나타내고 있다. 총 10 가지 임무에 대하여 적용 하였다.
예를 들어 기존의 알고리즘에서는 임무 분담률에 대해서 고려하지 않았지만 알고리즘을 보완하여 SwRI 보고서에 제시된 값들을 활용한다. 피로균열 진전해석과 피로균열성장실험에 적용할 수 있는 Case A, Case B 의 장시간 응력 스펙트럼 산출 알고리즘을 개발하였다.

대상 데이터

5g 이다. 단계적 배율을 통해서 4,75g, 5g, 5.25g, 5.5g 의 결과 데이터들을 취득하였다.

이론/모형

이들 중 대부분은 피로균열진전해석시 불필요하므로 N_Z 중 가장 중요한 피크와 밸리를 식별할 필요가 있다. 필요한 데이터만을 추출하기 위하여 피크-밸리 사이클 카운팅을 적용하였다.

후속연구

(3) 피로응력 스펙트럼 개발 알고리즘에 적용된 사이클 카운팅 조건 및 비행분담률 조정의 타당성을 검증하기 위하여 Case A 및 Case B 를 통해 개발된 피로응력 스펙트럼을 이용하여 항공기 주익 구조물의 FCL 에 대한 피로균열진전 해석 및 실험을 수행할 예정이다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	항공기의 균열성장은 어떤 조건에서 일어나는가?	항공기를 운용 하는데 있어서 직면하고 있는 문제점은 부식손상, 마모 및 응력부식균열 확산피로 손상등과 같은 기골노후요소가 항공기가 설계 당시 고려된 작용하중 및 비행임무 변화 요소 등에 대한 영향이 함께 작용할 때 기골강도저하 등으로 인한 비행 안전 상의 잠재적인 저해요인이 발생한다.(1) 이처럼 항공기는 다양한 하중조건 하에 노출 되어 운용되고, 임무비행시간이 증가할수록 부식 이나 피로에 의한 균열성장을 한다.(2) 피로균열 중상당 부분은 구조적으로 심각한 상황을 야기하지 않는 범위 내에서 균열성장을 검사하고 예측함으 로써 파손기준에 의거 폐기 또는 보수를 한다.
	항공기의 피로 균열진전해석 및 실험을 하기 위해서 필요한 것은 무엇이 있는가?	(6) 이처럼 피로임계부위(Fatigue Critical Location, FCL)에 균열이 발생하면 운용에 문제가 생길 가능성이 있다. SwRI(South West Research Institute)보고서(7) 에 제시된 해당 FCL 부위에 대한 손상 허용 여부를 판단하기 위한 피로 균열진전해석(Fatigue Crack Growth Analysis) 및 실험이 필요하고, 이를 위해서는 응력 스펙트럼이 필요하다.(6,8) 피로해석과 피로균열성장실험에 적용할 수 있는 응력 스펙트럼을 구하기 위해서는 항공기에서 실시간으로 하중배수를 구하는 것이 가장 좋지만 이는 막대한 비용과 시간이 소요된다.
	주익 구조물의 균열로 인한 문제점을 예방하기 위한 해결방법은 무엇인가?	주익 구조물에 균열이 발생하면 수명단축 등 여러 문제점들이 발생할 수 있다. 이의 해결을 위해 피로임계위치(Fatigue critical location, FCL)에서의 균열진전 해석이 필요하다. 균열진전 해석을 위해서는 장시간의 응력 스펙트럼이 필요한데 실제 항공기에서 필요한 만큼의 데이터를 얻는 것은 막대한 시간과 비이 소요된다.

참고문헌 (9)

Yoon, Y. I., Kim, S. T., 2010, "Aging Aircraft's Main Damage Characteristics and Effects of Structural Degradation Induced by Pitting Corrosion Fatigue," Proceeding of Spring Conference KSME., pp.101-107.
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Kang, K. W., Koh, S. K., Choi, D. S., Kim, T. S., 2010, "Fatigue Life and Stress Spectrum of Wing Structure of Aircraft," Trans. Korean Soc. Mech. Eng. A, Vol. 34, No. 9, pp. 1185-1191.

원문보기 상세보기
SwRI Report, 1996, "F-5 FMS Durability and Damage Tolerance Update Revised Final DADTA Report - F-5E/F Republic of Korea Air Force," SWRI 06-4222.
Daniel Ferreira V. Mattos, Alberto W.S. Mello Junior, Fabricio N.Ribeiro, Jan.-Jun. 2009, "F-5M DTA Program," Journal of Aerospace Technology and Management, Vol.1, No.1, pp. 113-120.

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Lee, H. Y., Hwang, M. S. and Kim, J. W., 2002, "Analysis Fatigue Life & Damage Tolerance for Engine Mount," Proceeding of KSAS, pp. 408-411.

저자의 다른 논문 :

표제어: PCR

동의어: Packet Collision Rate

용어 설명 출처 목록 (6)

용어 설명: PCR은 세균 특이성이 있는 primer를 이용하여 적은 수의 세균이 있을지라도 쉽게 검출할 수 있는 유용한 방법이며, 이를 이용하여 구강 내 치면세균막이나 타액에서 직접 세균을 검출할 수 있게 되었다[8].

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