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문제 정의
- 5배, 즉 설계 극한 하중을 견딜 수 있다는 것이 시험을 통해서 입증되어야 한다[11]. 따라서 본 시험에서는 이 항목을 입증하고자 정하중 시험용 복합재 날개에 의도적으로 결함들을 생성하여 카테고리 1 손상을 구현하였다.
- 본 논문에서는 개발 중인 항공기 복합재 날개 구조에 대하여 손상허용 설계를 적용하여 정하중 시험을 수행한 결과를 소개하였다. 이를 위해 2.
- 본 연구에서는 복합재 날개 구조에 손상허용설 계를 적용하고 이를 입증하기 위한 정하중 시험을 수행하였다. 먼저 구조의 정적강도를 입증하기 위하여 5 조건의 설계 제한하중 시험과 3 조건의 설계 극한하중 시험을 수행하였다.
- 손상허용의 목적은 탐지가 어려운 손상을 가진 구조가 정기적인 구조 검사에 의해 손상을 발견하기 전까지 충분한 구조 강도를 가져서 궁극적으로는 항공기 수명 동안 구조건전성을 유지하는 것이다. 금속재의 균열손상과 달리 복합재에서만 발생하는 층간 분리, 접착 분리, 충격 손상 등으로 인한 강도 저하는 정확하게 예측할 수 없기때문에 잔류 강도평가나 반복하중 하의 손상 성장 거동은 시험에 의존할 수밖에 없다[9].
제안 방법
- 스파와 립, 스트링거 등은 1D, 스킨은 2D 요소로 작성하여 총 요소 개수는 90,733개, 총 절점 개수는 61,961개이다. 경계조 건은 관성 제거(inertia relief) 조건을 적용하였고, 스킨 좌굴해석도 수행하였으며, 일부 부재에 대해서는 상세모델을 작성하였다. 유한요소해석은 상용프로그램인 MSC Nastran을 사용하여 수행하였다.
- 먼저 구조의 정적강도를 입증하기 위하여 5 조건의 설계 제한하중 시험과 3 조건의 설계 극한하중 시험을 수행하였다. 그 다음으로 손상허용 설계를 입증하기 위하여 관련 규정에 따라서 복합재 주익 주요 취약점에 BVID 10개, open hole 11개를 생성하였고, 설계하중의 150%를 부가하는 극한하중 시험과 파단시험을 성공적으로 수행하였다. 본 시험을 통하여, 구조 시험에서 측정한 날개 구조의 변위 및 변형률 결과는 구조해석 결과와 비교적 잘 일치하였으며, 파단시험의 최초 파단부위도 최소안전여유를 갖는 부위에서 발생하여 구조해석 모델 및 강도평가 결과가 실제 구조의 정적 거동과 유사함을 확인하였다.
- 그 다음으로, 인위 손상 생성 전후의 차이를 G1 조건의 시험 결과로 비교해보았다(Fig. 11). G1 조건은 최대돌풍조건으로 본 주익 구조 대부분 파트의 구조 설계를 결정하는 하중 조건이다.
- 좌우의 착륙장치는 실제 파트 대신 더미(dummy)를 제작하여 장착하였고, 좌우 각각 3개의 액추에이터를 장착하여 X, Y, Z 하중을 부가하였다. 동체와의 연결파트는 Fig. 2와 같이 실제 파트와 볼트를 사용하여 연결하였으며, 치구는 동체의 강성과 유사하도록 제작하여 구속하였다.
- 본 연구에서는 복합재 날개 구조에 손상허용설 계를 적용하고 이를 입증하기 위한 정하중 시험을 수행하였다. 먼저 구조의 정적강도를 입증하기 위하여 5 조건의 설계 제한하중 시험과 3 조건의 설계 극한하중 시험을 수행하였다. 그 다음으로 손상허용 설계를 입증하기 위하여 관련 규정에 따라서 복합재 주익 주요 취약점에 BVID 10개, open hole 11개를 생성하였고, 설계하중의 150%를 부가하는 극한하중 시험과 파단시험을 성공적으로 수행하였다.
- 또한 주륜 착륙장치 지지구조와 휠베이(wheelbay)는 Al7050-T7451을 기계 가공하여 제작하였다. 복합재 날개의 조립치구에 스파와 리브를 위치시키고, 상하부 스킨을 상온 본딩으로 접착하는 방법을 사용하였다.
- 01이기 때문에 DLL 150% 정도의 하중에서 구조 파단이 발생하여야 하나, 실제로는 그보다 더 큰 하중에서 파단이 발생하였다. 복합재의 경우 운용 온도나 습도에 따라서 물성의 차이가 크기 때문에, 설계개발시험을 통해 획득한 환경변수를 적용하여 해석을 수행한다. 그러나 이와 같은 대형 구조물의 구조 시험의 경우 환경조건을 고려한 시험이 어렵기 때문에 본 시험은 상온 조건에서 수행되었다.
- 날개 위에 날개 형상을 갖는 하중부가 프레임(loading frame)을 부착하고, 이를 좌우 각각 14개의 액추에이터 (actuator)에 연결하여 날개의 전단하중, 굽힘 하중 및 비틀림 하중을 부가하였다. 본 시험에서 복합재 날개구조의 강도입증에 직접적으로 영향을 주는 하중은 굽힘 하중이며, 본 시험에서는 부가된 굽힘 하중의 시험오차가 2% 이내로 부가되도록 하중 치구 및 액추에이터 하중을 설계하였다. 좌우의 착륙장치는 실제 파트 대신 더미(dummy)를 제작하여 장착하였고, 좌우 각각 3개의 액추에이터를 장착하여 X, Y, Z 하중을 부가하였다.
- 본 연구에서 수행한 시험 조건은 설계 하중 중에서 하중의 크기와 구조물의 안전여유가 최소인 조건으로 Table 2와 같이 총 5가지 조건을 선정하였고, 착륙 하중(landing) 2 조건, 비행 하중 (maneuver) 2 조건, 돌풍 하중(gust) 1 조건이다.
- 설계극한하중 시험(DULT)은 LD2, M1, G1조건으로 총 3 조건을 수행하였으며 인위 손상 생성 후 G1 조건으로 재수행하여 손상허용설계를 검증하였다.
- 손상 허용 설계를 검증하기 위한 하중 조건인 G1은 최대돌풍조건으로 상부 스킨, 스파, 착륙장 치보 지지 구조 등에 큰 영향을 주는 위 방향 굽힘 하중 조건이다. 손상 허용 설계를 반영하기 위하여 모든 설계제한하중/설계극한하중 시험 종료 후에 2.1.2절에서 언급한 손상을 발생시키고 다시 G1 조건에 대하여 설계극한 하중, 파단 시험을 수행하였다.
- 시험 결과의 타당성을 확인하기 위해 구조 해석을 수행하였다. 스파와 립, 스트링거 등은 1D, 스킨은 2D 요소로 작성하여 총 요소 개수는 90,733개, 총 절점 개수는 61,961개이다.
- 시험 중 시편의 변형률 및 변형을 측정하기 위해서 스트레인 게이지와 변위 게이지를 장착하였다. 스트레인 게이지는 Table 1과 같이 1축 게이지(C2A-13-125LW-120, MicroMeasurements) 443개와 3축 게이지(C2A-13-031WW-120, MicroMeasurements) 6개로 총 449개를 장착하였고, 변위 게이지는 19개를 장착하였다.
- 본 논문에서는 개발 중인 항공기 복합재 날개 구조에 대하여 손상허용 설계를 적용하여 정하중 시험을 수행한 결과를 소개하였다. 이를 위해 2.1 절에서는 손상을 고려한 복합재 날개에 대하여 언급하였고, 2.2절에서는 정하중 시험을 위하여 장착한 센서, 2.3~5절에서는 시험조건, 사용한 계측장비 그리고 해석 모델에 대하여 서술하였다. 2.
- 자체 시험 결과를 바탕으로 BVID 에너지 수준을 복합재 1ply당 J의 에너지로 정하여 복합재 적층 수에 따라 에너지를 다르게 인가하였다. 인가한 에너지의 크기는 7J~24J 수준으로 적용되었다.
- 본 시험에서 복합재 날개구조의 강도입증에 직접적으로 영향을 주는 하중은 굽힘 하중이며, 본 시험에서는 부가된 굽힘 하중의 시험오차가 2% 이내로 부가되도록 하중 치구 및 액추에이터 하중을 설계하였다. 좌우의 착륙장치는 실제 파트 대신 더미(dummy)를 제작하여 장착하였고, 좌우 각각 3개의 액추에이터를 장착하여 X, Y, Z 하중을 부가하였다. 동체와의 연결파트는 Fig.
- 파단시험은 아래 방향 굽힘 모멘트가 가장 커서 구조에 큰 영향을 미치는 G1 조건으로 수행 하였다. DUL 하중 이후 일정한 속도로 하중을 부가하던 중 큰 소리와 함께 구조 파단이 발생하였고, Fig.
- 해석 모델의 유효성을 검증하고, 하중 경로를 파악하기 위해서 Fig. 7과 같이 두 번째 중간 스파를 따라서 상부 스킨의 스트레인 측정 결과를 분석하였다. 해석과 시험은 비슷한 경향성을 보이고 있으며 시험 결과가 해석 결과보다 다소 작게 측정되었다.
대상 데이터
- 1)안전여유가 최소인 영역, 2)동일한 종류의 결함은 근처에 배치하는 것을 배제, 3)결함은 서로 인접하지 않도록 배치, 4)동일한 위치에 결함이 2개 이상 놓이지 않도록 할 것, 5)결함은 구역 내 중간에 위치하도록 배치하였다. 그 결과 홈(dent) 형상의 BVID 10개(상부 스킨 6개, 하부 스킨 4개)와 open hole 11개(상부 스킨 6개, 하부 스킨 5개)의 결함의 위치를 선정하였다.
- 스킨을 포함한 대부분의 복합재 파트는 탄소섬유(carbon fiber)로 만들어진 일방향 프리프레그(prepreg)를 준등방성(quasi-isotropic)으로 적층을 하고, 오토 클레이브(autoclave)에서 경화시켜 제작되었으며, 리브와 스파는 탄소섬유 직조(fabric) 프리프레그로 제작되었다. 또한 주륜 착륙장치 지지구조와 휠베이(wheelbay)는 Al7050-T7451을 기계 가공하여 제작하였다. 복합재 날개의 조립치구에 스파와 리브를 위치시키고, 상하부 스킨을 상온 본딩으로 접착하는 방법을 사용하였다.
- 본 연구에서 사용한 손상허용 설계를 적용한 복합재 날개는 높은 세장비를 가지는 대형 구조물이다. 내부 구조는 스파(spar)와 리브(rib), 스티프너(stiffener) 등으로 구성되어 있으며, 스킨 (skin)은 좌우 스킨 2파트로 나누어져 있으며, 또한 상부와 하부 스킨으로 구분된다.
- 스트레인 게이지는 Table 1과 같이 1축 게이지(C2A-13-125LW-120, MicroMeasurements) 443개와 3축 게이지(C2A-13-031WW-120, MicroMeasurements) 6개로 총 449개를 장착하였고, 변위 게이지는 19개를 장착하였다.
- 또한 속도 측정기가 부착되어 있어 충격 전후의 충격체의 속도 및 운동에너지를 확인할 수 있다. 충격체는 교체가능 하며, 본 연구에서는 직경 0.5inch의 충격체를 사용하였다.
- 하중 조절을 위해 31채널, 반력 측정을 위한 4채널, 스트레인 게이지 461채널, 변위 게이지 19채널이 연결되었다. 본 시험은 국방과학연구소 구조시험실에서 수행되었으며, 해당 시험시설은 정하중시험에 대한 한국인정기구(KOLAS: Korea laboratory accreditation scheme)의 공인인정시험 기관이다.
데이터처리
- 경계조 건은 관성 제거(inertia relief) 조건을 적용하였고, 스킨 좌굴해석도 수행하였으며, 일부 부재에 대해서는 상세모델을 작성하였다. 유한요소해석은 상용프로그램인 MSC Nastran을 사용하여 수행하였다.
이론/모형
- BVID 결함을 생성하기 위해서 Fig. 4와 같이 Mobile Impactor[12]를 사용하였고, 내부의 용수철에 의해서 가속된 관(tub)의 운동에너지를 시편에 가하는 방식으로 최대 138J까지의 에너지를 줄 수 있다. 또한 속도 측정기가 부착되어 있어 충격 전후의 충격체의 속도 및 운동에너지를 확인할 수 있다.
- 시험 하중 컨트롤을 위하여 MTS Flex Test 200[13] 시스템을 사용하였고, 데이터 획득을 위하여 MTS SDAC(Scalable Data Acquisition)[14] 시스템을 이용하였다.
성능/효과
- 결함 위치는 다음의 기준을 사용하여 선정하였다. 1)안전여유가 최소인 영역, 2)동일한 종류의 결함은 근처에 배치하는 것을 배제, 3)결함은 서로 인접하지 않도록 배치, 4)동일한 위치에 결함이 2개 이상 놓이지 않도록 할 것, 5)결함은 구역 내 중간에 위치하도록 배치하였다. 그 결과 홈(dent) 형상의 BVID 10개(상부 스킨 6개, 하부 스킨 4개)와 open hole 11개(상부 스킨 6개, 하부 스킨 5개)의 결함의 위치를 선정하였다.
- 또한 좌우 스킨의 스트레인 값을 비교한 결과도 일치하였다. 날개 끝단으로 이동할수록 스트레인의 크기도 대체로 점차 감소하는 것을 확인 할 수 있었다. 한편 Fig.
- 그러나 이와 같은 대형 구조물의 구조 시험의 경우 환경조건을 고려한 시험이 어렵기 때문에 본 시험은 상온 조건에서 수행되었다. 따라서 손상허용 설계로 제작된 본 복합재 날개는 환경변수를 고려해도 설계하중에 대하여 충분한 안전여유를 갖는 것으로 판단된다.
- 본 시험을 통하여, 구조 시험에서 측정한 날개 구조의 변위 및 변형률 결과는 구조해석 결과와 비교적 잘 일치하였으며, 파단시험의 최초 파단부위도 최소안전여유를 갖는 부위에서 발생하여 구조해석 모델 및 강도평가 결과가 실제 구조의 정적 거동과 유사함을 확인하였다. 또한, 극한하중 이상에서 파단이 발생하여, 운용 환경의 환경변수를 고려해도 본 복합재 날개 구조물은 충분한 정적 안전성을 가짐을 시험을 통하여 입증하였다.
- 6의 변위는 무차원으로 표현하였다. 변위 측정 결과와 해석 결과를 비교하면 날개 끝단의 최대 변위 측정값은 해석과 거의 일치하였으며 변위도 좌우 대칭적으로 측정되었다.
- 그 다음으로 손상허용 설계를 입증하기 위하여 관련 규정에 따라서 복합재 주익 주요 취약점에 BVID 10개, open hole 11개를 생성하였고, 설계하중의 150%를 부가하는 극한하중 시험과 파단시험을 성공적으로 수행하였다. 본 시험을 통하여, 구조 시험에서 측정한 날개 구조의 변위 및 변형률 결과는 구조해석 결과와 비교적 잘 일치하였으며, 파단시험의 최초 파단부위도 최소안전여유를 갖는 부위에서 발생하여 구조해석 모델 및 강도평가 결과가 실제 구조의 정적 거동과 유사함을 확인하였다. 또한, 극한하중 이상에서 파단이 발생하여, 운용 환경의 환경변수를 고려해도 본 복합재 날개 구조물은 충분한 정적 안전성을 가짐을 시험을 통하여 입증하였다.
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