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문제 정의
- 본 논문에서 제시하고자하는 Dampener Fitting의 개선 방안은 압력 맥동에 의한 Fitting의 피로 영향과 용접 품질의 영향을 최소화하기 위해 Fitting 제작 시 용접부위를 제거하고 기계가공을 통한 Lip Seal과 Body의 일체형 Fitting 형상이다. 기계가공 적용부위는 Fig.
- 본 논문에서는 Dampener Fitting에서 발생한 균열현상을 고찰하고 이에 대한 원인을 분석하여 구조 개선방안 도출 및 제시하고, 설계 개선사항에 대한 객관적 검증을 통한 구조개선 적용방안에 관한 연구를 수행한 내용을 서술하였다.
- 본 논문에서는 항공기용 유압펌프에 장착된 Dampener Fitting의 균열 원인을 파악하기 위해 균열 부위의 상세분석 및 성분 분석을 실시하였고, 원인 분석의 결과에 따른 개선 사항을 토출하고 이를 객관적인 방법을 통해 검증하는 연구를 통해 다음과 같은 결론을 얻었다. 단, 이하의 결론들은 본 연구에서 다룬 항공기와 관련 부품 및 작동 조건의 범위에 한한다는 것을 명시한다.
제안 방법
- (3) Dampener Fitting의 균열 현상의 설계 개선을 위해서 용접형 Fitting 제작 방식에서 일체형 Fitting의 제작으로 결함 발생 요인을 사전에 차단하는 방식을 고안하였다. 이에 따라 일체형 Fitting으로 제작된 개선 품목에 대해 시제품을 활용하여 Dampener의 구조 건전성 확인 및 검증을 위해 응력 및 피로수명 해석, 인증시험 그리고 항공기 체계 장착 시험을 수행하였다.
- 1을 활용하여 항공기 운용압력인 3,000 psi 및 압력 변동 최대값인 3,000 ± 300 psi, 최대 3,300 psi에 의해 Fitting에 가해지는 최대응력을 확인하였다.
- 가속시험은 “MIL-STD-810G, Method 513.6(Acceleration) Procedure III(Crash Hazard Acceleration Test)” 항목에 의거하여 각 축(x,y,z) 방향에 대해 3,000 psig의 압력조건하에 10 Gpk 크기로 1분 동안 수행하고 이상 유무를 확인한다.
- 그리고 기계충격시험은 “MIL-STD-810G, Method 516.6(Shock), Procedure V(Crash Hazard Shock Test)” 에 의거하여 3,000 psig의 압력조건하에서 11 msec 동안 각 축(x,y,z) 방향으로 15 Gpk를 Halfsine shock를 가하여 요구 범위에 속하는지 확인한다.
- 6(Acceleration) Procedure III(Crash Hazard Acceleration Test)” 항목에 의거하여 각 축(x,y,z) 방향에 대해 3,000 psig의 압력조건하에 10 Gpk 크기로 1분 동안 수행하고 이상 유무를 확인한다. 그리고 동일한 압력조건하에서 15 Gpk 크기로 1분동안 Ultimate load test를 수행한다. 충격 시험은 “ARP1838B(Aerospace – Impulse Testing of Hydraulic Components), Category I(Fixed Wing Aircraft)” 항목에 의거하여 135±2℃ 조건하에 0~4,500 psig의 충격 압력 200,000 cycles 동안 가하면서 허용 가능한 범위 안에서 압력과 온도가 유지되는지 확인한다.
- 그래프에 N2 RPM(%)라고 나타낸 것이 엔진 RPM의 변화이며 Idle, 70%, 80%, 90% 그리고 MIL power로 변화 시켰다. 또한, 조종면의 조종면 자제진단점검(FLCS BIT, Flight Control System Built-In-Test)를 통해 항공기 시스템 상에서 자체적으로 조종면 작동에 따른 이상여부를 확인한다. 2,850 ~ 3,250 psi 범위 안에서 유압이 유지되는 상태에 조종면이 작동되면 일시적으로 유압의 감소가 발생하기 때문에 그래프 상에 Sys A, B 유압펌프 압력의 변화가 발생한 것이다.
- 본 논문에 활용된 국내 운용 군용항공기의 체계개발 당시 맥동압력의 감쇄를 위해 유압이 토출되는 유압펌프 입구 부위에 감쇄기(이하 Dampener)를 설치하였는데 축압기는 항공기 장착 상 구조적인 제한과 중량 문제로 적용에 애로가 있어 Dampener를 적용하게 되었다. 한편, Dampener는 볼 형태의 Chamber가 달려 있는 헬름홀츠 방식(Helmholtz type)이 적용되었고,(Fig.
- 본 논문에서 활용된 군용항공기의 유압 계통은 유압 A 계통, 유압 B 계통으로 구분되며, 각 계통에 의해 작동되는 구동장치가 독립적인 장치와 공통적으로 작동되는 장치가 탑재되어 있다. 유압 A, B 계통이 공통적으로 작동되는 장치를 설정해놓은 이유는 예비안전(Redundancy) 기능을 발휘하기 위해서이며, 이는 항공기 안전 측면에서 필수적으로 필요하다.
- (3) Dampener Fitting의 균열 현상의 설계 개선을 위해서 용접형 Fitting 제작 방식에서 일체형 Fitting의 제작으로 결함 발생 요인을 사전에 차단하는 방식을 고안하였다. 이에 따라 일체형 Fitting으로 제작된 개선 품목에 대해 시제품을 활용하여 Dampener의 구조 건전성 확인 및 검증을 위해 응력 및 피로수명 해석, 인증시험 그리고 항공기 체계 장착 시험을 수행하였다.
- 일체형 Fitting의 인증시험 및 항공기 장착시험을 위해 유압 A/B 계통 Dampener 각 2개와 항공기 장착 시험을 위한 유압 A/B 계통 Dampener 각 1개를 제작하였다. 인증시험의 항목은 요구도에 근거한 진동레벨에서 구조적 손상여부 확인을 위한 진동 시험(Vibration Test), 순간적인 충격을 가하였을 때 구조적 손상여부 확인을 위한 기계 충격시험(Mechanical Shock Test), 가속도를 가하였을 때 구조적 손상여부 확인을 위한 가속 시험(Acceleration Test), 연속적으로 순간적인 압력을 가하였을 때 구조적 손상여부 확인을 위한 충격 시험(Impulse Test), 운용압력의 2.5배의 압력(7,500 psig)을 가하여 파손 발생 여부를 확인하는 파열압력 시험(Burst Test)으로 총 5가지 시험으로 구성되어 있다. 해당 인증시험은 “MIL-STD-810G” 및 “SAE ARP 1383” 을 기준으로 수행하였다.
- 일체형 Fitting의 인증시험 및 항공기 장착시험을 위해 유압 A/B 계통 Dampener 각 2개와 항공기 장착 시험을 위한 유압 A/B 계통 Dampener 각 1개를 제작하였다. 인증시험의 항목은 요구도에 근거한 진동레벨에서 구조적 손상여부 확인을 위한 진동 시험(Vibration Test), 순간적인 충격을 가하였을 때 구조적 손상여부 확인을 위한 기계 충격시험(Mechanical Shock Test), 가속도를 가하였을 때 구조적 손상여부 확인을 위한 가속 시험(Acceleration Test), 연속적으로 순간적인 압력을 가하였을 때 구조적 손상여부 확인을 위한 충격 시험(Impulse Test), 운용압력의 2.
- 일체형 Fitting의 항공기 장착 후 작동 성능 검증 검증을 위해 항공기 체계 장착 시험을 수행하였다. 체계 장착 시험은 용접형 Fitting과 일체형 Fitting을 각각 장착한 후 지상에서 엔진 가동(이하 Engine Run)과 회전수(이하 RPM)의 변화에 따른 누유 및 특성을 점검하였다.
- 일체형 기계가공 Fitting의 구조 건전성 검증을 위해 3D Modeling & Analysis 프로그램인 Nastran 및 Shigley’s Mechanical Engineering Design[14]을 통해 구조건전성 해석을 수행하였다.
- 진동시험은 “MIL-STD-810G, Method 514.6(Vibration), Category12 – Fixed Wing Aircraft – Jet Aircraft” 항목에 의거하여 3,000 psig의 압력조건하에서 3시간동안 Random Vibration Profile에 따라 15~2,000 Hz 범위의 Frequency로 각 축(x,y,z) 방향으로 진동 시험을 수행하여 누설이나 기타 결함을 육안으로 검사한다.
- 체계 장착 시험은 용접형 Fitting과 일체형 Fitting을 각각 장착한 후 지상에서 엔진 가동(이하 Engine Run)과 회전수(이하 RPM)의 변화에 따른 누유 및 특성을 점검하였다.
- 충격 시험은 “ARP1838B(Aerospace – Impulse Testing of Hydraulic Components), Category I(Fixed Wing Aircraft)” 항목에 의거하여 135±2℃ 조건하에 0~4,500 psig의 충격 압력 200,000 cycles 동안 가하면서 허용 가능한 범위 안에서 압력과 온도가 유지되는지 확인한다.
- 파열 압력 시험은 “SAE AS5440”의 요구사항에 따라 7,500 psig(±200 psig)의 압력이 가해진 상태에서 2분 동안 압력을 유지하면서 Dampener의 상태가 정상적인 지, 외부에 누설은 없는지 확인한다.
- 한편, 항공기 진동과 더불어 Dampener 볼의 하중 및 Fitting 자체 자중까지 고려한 조건에서 Dampener Fitting에 발생되는 응력해석을 수행하였다. 항공기 진동 요구도는 항공기 규격서 “85PS0009 Design Vibration and Acoustic Environment for KTX-2”를 참조하였고[15], 항공기 진동에 대한 요구도를 부여하기 위해 정하중 값을 보수적인 접근을 위해 최대 40G를 적용하였다.
데이터처리
- Nastran 프로그램으로 일체형 Fitting 내부에 발생할 수 있는 최대 응력해석을 통해 항복 또는 균열 여부를 확인하였고, 파열압력 7,500 psi 적용 시 Fitting 내부에서 최대압력이 가해지는 위치와 응력분포 Contour를 Fig. 15에 나타내었다. 또한 Shigley’s Mechanical Engineering Design 해석 기법에 따라 실린더 형태 부품의 응력 계산식 Eq.
이론/모형
- 본 논문에 활용된 국내 운용 군용항공기의 체계개발 당시 맥동압력의 감쇄를 위해 유압이 토출되는 유압펌프 입구 부위에 감쇄기(이하 Dampener)를 설치하였는데 축압기는 항공기 장착 상 구조적인 제한과 중량 문제로 적용에 애로가 있어 Dampener를 적용하게 되었다. 한편, Dampener는 볼 형태의 Chamber가 달려 있는 헬름홀츠 방식(Helmholtz type)이 적용되었고,(Fig. 1) Dampener의 장착을 위해 구성된 연결부위(이하 Fitting)의 Lip seal과 Body간 용접부위에서 균열이 발생하였다.[7-10]
성능/효과
- (1) Dampener Fitting의 균열 부위에 대해 상세하게 분석한 결과 용접 중 비정상 Notch가 발생할 수 있으며, Notch가 발생한 부위부터 Fitting 내부에서 외부로 피로 균열이 진전된 것을 확인할 수 있었다. 또한, Fitting과 Body의 성분이 상이한 재질임을 확인하였고 이는 용접 품질에 영향을 미칠 수 있는 요인이다.
- (4) 응력해석 결과 운용압력 3,000 psi 조건에서 최대 응력은 17,042 psi, 압력변동 조건이 고려된 최대 3,300 psi 조건에서 최대 응력은 18,746 psi 이었다. 이 결과는 항공기 운용압력 및 압력변동 최대 조건에서 Dampener Fitting에 가해지는 최대응력이 재질의 항복응력인 125,000 psi 보다 상당히 낮은 값임을 확인하였다.
- 13) 용접의 경우 상대적으로 균등한 품질 적용이 어렵기 때문에 용접 품질에 따라 일부 항공기에서 피로균열 및 유압유 누유가 발생할 수 있는 가능성이 있으며, 균열 발생의 여러 요인 중 하나로 이에 기인하여 발생한 것으로 판단하였다. Dampener Fitting과 Body간 접합을 용접 접합이 아닌 기계 가공을 통해 일체형 접합 방식 형태의 Fitting으로 제품 생산을 하게 될 경우 용접부 및 미 접합 부분이 없으므로 용접형 Fitting 대비 피로균열에 대한 내구성 및 강도가 개선될 것으로 판단하였다.
- Dampener Fitting의 균열현상에 대한 원인 파악을 위해 일련의 고장탐구를 수행한 결과, 용접부 균열 현상은 군용항공기 운용 중 펌프 압력 맥동에 의한 피로 및 일부 Dampener Fitting의 용접 품질 문제로 인해 균열이 발생한 것으로 판단된다. 용접 품질 문제 발생 요인에는 비정상 Notch의 생성, 재질 차이 등과 더불어 Fitting과 Body간 접합 시 간격 존재와 같은 부수적인 문제가 있다.
- 장착성 및 누유 확인 결과 일체형 Fitting의 항공기 장착하는 방식에 있어서 문제가 없음을 확인하였고, 항공기 Engine Run 이후 누유가 없는 것을 확인하였다. Engine Run 수행 결과 Engine RPM에 따라 FLCS BIT 점검에 의한 조종입력 없는 구간에서 용접형 및 일체형 Fitting Dampener 장착 비교 시험결과 유압이 2,850 ~ 3,250 psi 범위 내에서 유지되는 것으로 미루어볼 때, 유사한 경향성으로 등한 성능을 가진 것으로 확인되어 항공기 적용이 가능할 것으로 판단하였다.
- 따라서, Dampener Fitting 수명은 항공기 운용조건에서 무한수명인 것을 확인하였다. 결론적으로 일체형으로 개선된 Dampener Fitting은 재료의 특성 및 항공기 운용환경 조건 내에서 충분히 활용 가능함을 해석적으로 분석하였다. 또한, 4개의 일체형 Dampener Fitting을 가지고 인증시험을 수행한 결과 “MIL-STD-810G 및 ARP 13838”에 의거한 시험항목인 진동 및 기계충격 시험, 가속시험, 충격시험, 파열압력 시험에서 요구조건에 대해 만족함으로써 설계 개선제품에 대한 신뢰성을 확보하였다.
- 결함이 발생한 Dampener의 균열 위치를 확인한 결과 균열은 Lip seal과 Body 간의 용접부위에서 발생하였으며(Fig. 7), 균열은 유압 A, B 계통 및 용접부위의 위치와 무관하게 발생하였다.
- 75이었다. 따라서 Dampener Fitting은 항공기 운용조건에서 무한수명인 것을 확인하였다.
- 75로 0 이상의 값이었다. 따라서, Dampener Fitting 수명은 항공기 운용조건에서 무한수명인 것을 확인하였다. 결론적으로 일체형으로 개선된 Dampener Fitting은 재료의 특성 및 항공기 운용환경 조건 내에서 충분히 활용 가능함을 해석적으로 분석하였다.
- 또한, 4개의 일체형 Dampener Fitting을 가지고 인증시험을 수행한 결과 “MIL-STD-810G 및 ARP 13838”에 의거한 시험항목인 진동 및 기계충격 시험, 가속시험, 충격시험, 파열압력 시험에서 요구조건에 대해 만족함으로써 설계 개선제품에 대한 신뢰성을 확보하였다.
- Fitting의 미세조직 성분은 석출 경화형(17-4PH)이었고, Body는 오스테나이트계 내식강(3xx) 이었다. 또한, Dampener Fitting의 용접이 T 이음 용접 이음인 것을 고려할 때, 결함원인 분석을 위해 참고자료로서 계산한 결과 용접 형상별 작용응력이 T 이음 용접이 절단 이음 용접에 비해 작용응력이 약 43% 증가하는 것을 확인 하였다.[13](Fig.
- 9), 시작점에서는 용접 시 발생할 수 있는 산화물 등의 결함 유발 물질은 관찰되지 않았다. 또한, Fig. 10에 나타낸 바와 같이 균열 부위 관찰 결과 Body에 용접 금속이 충분히 용융 되지 않았고, 균열은 비정상적으로 발생한 노치(Notch)에서 시작된 것으로 판단되었다. 따라서 용접부위 균열의 여러 요인 중 하나는 용접 시 발생한 노치에 응력이 집중되면서 내부에서 외부로 진전 되었으며 맥동에 의한 고주기 피로로 발생한 것으로 판단하였다.
- 마지막으로 항공기 체계 장착시험을 수행결과 용접형 및 일체형 Dampener 장착 후 엔진 RPM의 변화에 따른 유압이 2,850 ~ 3,250 psi 범위 내에서 유지되는 것으로 미루어볼 때 두 종류의 Dampener는 동등한 성능을 가지는 것을 지상 Engine Run 시험을 통해 확인하였다.
- 용접부위의 파단면 관찰을 위해 강제파단 하여 상세한 분석을 수행한 결과 Fig. 8에 나타낸 바와 같이 파단면 전반에 걸쳐 피로균열 진전 형태를 확인할 수 있었고, 고주기 피로 줄무늬가 관찰되었다. 균열은 내부에서 외부로 시작된 피로균열로 확인되었고 균열진전 형태는 전형적인 피로균열 형태였다.
- (4) 응력해석 결과 운용압력 3,000 psi 조건에서 최대 응력은 17,042 psi, 압력변동 조건이 고려된 최대 3,300 psi 조건에서 최대 응력은 18,746 psi 이었다. 이 결과는 항공기 운용압력 및 압력변동 최대 조건에서 Dampener Fitting에 가해지는 최대응력이 재질의 항복응력인 125,000 psi 보다 상당히 낮은 값임을 확인하였다.
- 일체형 Dampener의 인증시험 결과 각각의 항목에서의 요구조건을 모두 만족하였고, 이를 통해 개선 제품의 신뢰성을 확보할 수 있었다.
- 장착성 및 누유 확인 결과 일체형 Fitting의 항공기 장착하는 방식에 있어서 문제가 없음을 확인하였고, 항공기 Engine Run 이후 누유가 없는 것을 확인하였다. Engine Run 수행 결과 Engine RPM에 따라 FLCS BIT 점검에 의한 조종입력 없는 구간에서 용접형 및 일체형 Fitting Dampener 장착 비교 시험결과 유압이 2,850 ~ 3,250 psi 범위 내에서 유지되는 것으로 미루어볼 때, 유사한 경향성으로 등한 성능을 가진 것으로 확인되어 항공기 적용이 가능할 것으로 판단하였다.
- 피로해석 결과는 해석이 수행된 항목 중 가장 보수적인 조건인 운용압력 3,300 psi과 항공기 진동조건 40G를 적용주기 108 cycle로 하였을 때 Fatigue Factor of Safety가 1.75으로 1 이상의 값을 가지고, Margin of Safety가 0.75로 0 이상의 값이었다. 따라서, Dampener Fitting 수명은 항공기 운용조건에서 무한수명인 것을 확인하였다.
- Cycle로 고려하였을 때[16], Shigley’s Mechanical Engineering Design 기법을 통한 해석결과는 Table 4와 같다. 피로해석이 수행된 항목 중 가장 보수적인 조건인 3,300 psi의 압력변동과 더불어 항공기 진동 조건(40G)에서 최대응력을 적용주기를 108 cycle로 적용하였을 때 Fatigue Factor of Safety가 1.75으로 1 이상의 값을 가지고, Margin of Safety도 0.75이었다. 따라서 Dampener Fitting은 항공기 운용조건에서 무한수명인 것을 확인하였다.
- 과 같이 운용압력 3,000 psi에서 최대 응력은 17,042 psi 이고, 압력변동 조건에서 최대 3,300 psi 조건에서 최대 응력은 18,746 psi 이었다. 항공기 운용압력 및 압력변동 최대 조건에서 Dampener Fitting에 가해지는 최대응력이 17-4 PH Stainless steel 재질의 항복응력인 125,000 psi 보다 상당히 낮은 값임을 확인하였다.
후속연구
- 본 연구에 활용된 고장탐구 방법과 설계 개선 내용 그리고 개선 사항에 대한 검증 방법은 용접형 접합으로 이루어진 Dampener Fitting 균열 결함과 유사한 결함의 개선방안 및 해결방안 제시, 운용 단계에서 가동률 저하 방지를 위한 용접형 부품에 대한 면밀한 주기검사 수행, 그리고 향후 후속 군용항공기 개발사업의 설계 시 설계단계 품질 확보 차원의 참고자료로 활용될 수 있을 것으로 사료된다. 여기부터 논문을 작성한다.
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