회전익 항공기는 수직이착륙, 제자리비행 특성으로 일반적으로 고정익 항공기에 비해 높은 내추락 기준이 적용된다. 최근 고효율 친환경 운송시스템에 대한 요구의 증가와 더불어 항공기 구조재료로 복합재료의 적용이 증가하는 추세이다. 그러나 외부 충격, 충돌에 취약한 복합재료의 특성으로 인해 복합재 구조의 내추락 안전성 입증에 대한 요구 또한 증가하고 있다. 본 연구는 회전익항공기 적용을 위한 복합재 내추락 하부동체 구조 개념을 도출하고 이에 대한 검증을 목적으로 수행되었다. 내추락 하부동체 구조 개념 생성을 위해 기술 실증용 헬리콥터 개념설계 및 충돌에너지 흡수 요구도 산출을 수행하였으며, 복합재 충돌에너지 흡수 구조 설계 및 성능 검증을 수행하였다. 최종적으로 복합재 내추락 하부동체구조 시제 제작 및 자유낙하시험을 수행하였다. 시험 결과 분석을 통해 탑승자 생존성 확보를 위한 내추락 안전성 기준에 부합하는 결과를 확인할 수 있었다.
회전익 항공기는 수직이착륙, 제자리비행 특성으로 일반적으로 고정익 항공기에 비해 높은 내추락 기준이 적용된다. 최근 고효율 친환경 운송시스템에 대한 요구의 증가와 더불어 항공기 구조재료로 복합재료의 적용이 증가하는 추세이다. 그러나 외부 충격, 충돌에 취약한 복합재료의 특성으로 인해 복합재 구조의 내추락 안전성 입증에 대한 요구 또한 증가하고 있다. 본 연구는 회전익항공기 적용을 위한 복합재 내추락 하부동체 구조 개념을 도출하고 이에 대한 검증을 목적으로 수행되었다. 내추락 하부동체 구조 개념 생성을 위해 기술 실증용 헬리콥터 개념설계 및 충돌에너지 흡수 요구도 산출을 수행하였으며, 복합재 충돌에너지 흡수 구조 설계 및 성능 검증을 수행하였다. 최종적으로 복합재 내추락 하부동체구조 시제 제작 및 자유낙하시험을 수행하였다. 시험 결과 분석을 통해 탑승자 생존성 확보를 위한 내추락 안전성 기준에 부합하는 결과를 확인할 수 있었다.
Rotorcrafts have more severe crashworthiness conditions than fixed wing aircraft owing to VTOL and hovering. Recently, with the increasing demand for highly efficient transportation system, application of composite materials to aircraft structures is increasing. However, due to the characteristics o...
Rotorcrafts have more severe crashworthiness conditions than fixed wing aircraft owing to VTOL and hovering. Recently, with the increasing demand for highly efficient transportation system, application of composite materials to aircraft structures is increasing. However, due to the characteristics of composite materials that are susceptible to impact and crash, demand to prove the crashworthiness of composite structures is also increasing. The purpose of present study is to derive the structural concept of composite subfloor for rotorcrafts and verify it. In order to design a crashworthy composite subfloor, the conceptual design of the testbed helicopter for the demonstration and the derivation of energy absorbing requirement were carried out, and the composite energy absorber was designed and verified. Finally, the testbed for the demonstration of a crashworthy composite structure was fabricated, and performed free drop test. It was confirmed that the test results meet the criteria for ensuring occupant survivability.
Rotorcrafts have more severe crashworthiness conditions than fixed wing aircraft owing to VTOL and hovering. Recently, with the increasing demand for highly efficient transportation system, application of composite materials to aircraft structures is increasing. However, due to the characteristics of composite materials that are susceptible to impact and crash, demand to prove the crashworthiness of composite structures is also increasing. The purpose of present study is to derive the structural concept of composite subfloor for rotorcrafts and verify it. In order to design a crashworthy composite subfloor, the conceptual design of the testbed helicopter for the demonstration and the derivation of energy absorbing requirement were carried out, and the composite energy absorber was designed and verified. Finally, the testbed for the demonstration of a crashworthy composite structure was fabricated, and performed free drop test. It was confirmed that the test results meet the criteria for ensuring occupant survivability.
본 연구는 4,540 kg (10,000 lbs) 이하 중, 소형 회전익항공기 내추락 안전성 향상을 위한 복합재 하부동체 구조 개발 및 검증을 목적으로 수행되었다. 복합재 내추락 하부동체 구조 개념 도출을 위해 기술 실증용 소형 헬리콥터 구조 개념 설계를 수행하였으며, 1D Beam 요소로 구성된 전기체 동적 해석 모델을 이용한 지면 충돌 시 하부동체 주요 구조부 충돌에너지 흡수 성능 요구도를 결정하였다.
가설 설정
중, 소형 회전익 항공기 내추락 안전성 향상을 위한 복합재 하부동체 구조 개발을 위해 본 연구에서는 기술 실증용 헬리콥터 구조 개념 설계를 수행하였다. Fig. 2는 본 연구에서 적용된 헬리콥터의 외형 형상과 개략적인 구조 Lay-out을 보여주는 것으로, 4,540 kg (10,000 lbs) 이하 최대이륙중량 및 12명의 최대탑승인원으로 가정하였다.
제안 방법
하부동체 내 효과적인 충돌에너지 흡수를 위해 Corrugated Composite Crush Web(CCCW)과 충돌 시 탑승자 생존 공간 확보를 위한 Cruciform Bracket(CB) 설계 및 성능 검증을 수행하였다. 최종적으로 내추락 성능 입증을 위한 복합재 내추락 하부동체 구조 시제 및 시험치구를 제작하였으며, 고흥항공센터 착륙장치 낙하시험설비를 이용한 내추락 성능 입증 시험을 수행하였다.
대상 데이터
기술 실증용 소형 헬리콥터 구조 설계 및 충돌에너지 흡수 성능요구도 산출을 위한 중량 예측을 수행하였으며, 참고문헌 [12]의 헬리콥터 중량 예측 모델을 적용하였다. 구조 및 세부계통 중량예측은 Fig. 2의 외형 형상 데이터를 활용하였으며, 엔진, 로터시스템 중량 예측은 유사한 최대이륙중량을 갖는 Agusta-westland AW169 헬리콥터의 데이터를 참조하였다.
본 연구에서는 시험체 낙하시험을 통해 주요구조물에 작용하는 가속도 데이터와 구조 변형 및 파손의 형태를 확인할 수 있는 영상 데이터를 획득하였다. 항공기 동체 구조물의 내추락 성능은 충돌 시 구조 변형 및 파손을 통한 탑승자 전달 충격량의 최소화로 평가할 수 있으며, 이때 탑승자에게 전달되는 충격량은 좌석 장착점에서의 가속도의 크기로 평가할 수 있다.
이론/모형
Crush web assembly 동적 압축 파손 해석을 위해 충돌해석 전용 상용 프로그램인 LS-DYNA를 적용하였다. 또한 본 연구에서는 복합재료 적층판의 점진적 압축 파손(Progressive crushing failure) 거동의 정밀하고 효율적인 해석을 위한 사용자 물성 모델(User defined material model; UMAT)을 생성, 적용하였다.
성능/효과
하부동체 시험체 내추락 성능 검증 시험 결과 Frame upper cap core부 강도 부족으로 인한 시험체 좌, 우측의 불균형이 발생하였으나, 좌석 장착점에서의 가속도 데이터 분석을 통해 탑승자 생존을 위한 좌석 작용 최대 가속도 조건과 최대 가속도 발생 시간 조건을 만족하는 것을 확인하였다. 또한 고속카메라를 이용한 영상데이터 및 시험 후 시험체 파손 형태 분석을 통해 본 연구의 하부동체 시험체가 탑승자 공간 확보 요구 조건을 모두 만족하는 것을 확인하였다.
하부동체 시험체 내추락 성능 검증 시험 결과 Frame upper cap core부 강도 부족으로 인한 시험체 좌, 우측의 불균형이 발생하였으나, 좌석 장착점에서의 가속도 데이터 분석을 통해 탑승자 생존을 위한 좌석 작용 최대 가속도 조건과 최대 가속도 발생 시간 조건을 만족하는 것을 확인하였다. 또한 고속카메라를 이용한 영상데이터 및 시험 후 시험체 파손 형태 분석을 통해 본 연구의 하부동체 시험체가 탑승자 공간 확보 요구 조건을 모두 만족하는 것을 확인하였다.
후속연구
향후 본 연구에서 확인된 Frame upper cap 내부 core 강도 부족 현상에 대한 보완 및 실용 회전익 항공기용 좌석 및 인체더미(ATD; Anthropomorphic Test Device)를 적용한 하부동체 성능 검증 시험을 통해 본 연구에서 도출된 복합재 내추락 하부동체 구조의 실용 항공기로의 적용 가능성을 확대할 예정이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
복합재 구조가 적용된 항공기가 기존 금속 항공기에 비해 가지는 이점은 무엇인가
복합재 구조가 적용된 항공기는 기존 금속재 항공기에 비해 높은 경량화율, 피로수명 및 내부식 특성으로 운용유지비용 절감 효과를 기대할 수 있다. 그러나 복합재료는 일반적으로 금속재료에 비해 취약한 에너지 흡수 특성과 외부 충격에 쉽게 손상이 발생하는 단점을 갖고 있어, 외부 충격 및 충돌 시 구조 손상 최소화 및 탑승자 생존성 향상을 위한 구조가 적용되어야한다[3].
헬리콥터 수직 방향 충돌 시 에너지 흡수 메커니즘은 어떠한 순서로 진행되는가
Figure 1은 헬리콥터 수직방향 충돌 시 에너지 흡수 메커니즘과 순서를 보여주는 것으로, 착륙장치, 동체구조, 좌석의 순서로 충돌에너지가 흡수된다[4]. 일반적으로 항공기 개발 과정에서 착륙장치와 좌석은 내추락 안전성 입증이 요구되는 반면, 항공기 동체구조는 별도의 내추락 안 전성 입증 절차를 필요로 하지 않는다.
복합재 구조가 적용된 항공기의 단점은 무엇인가
복합재 구조가 적용된 항공기는 기존 금속재 항공기에 비해 높은 경량화율, 피로수명 및 내부식 특성으로 운용유지비용 절감 효과를 기대할 수 있다. 그러나 복합재료는 일반적으로 금속재료에 비해 취약한 에너지 흡수 특성과 외부 충격에 쉽게 손상이 발생하는 단점을 갖고 있어, 외부 충격 및 충돌 시 구조 손상 최소화 및 탑승자 생존성 향상을 위한 구조가 적용되어야한다[3].
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