[논문]비행체 하중을 고려한 항공기용 센서 포드의 피로수명 예측

조재명; 장준; 최우천; 배종인

doi:10.20910/jase.2019.13.3.32

비행체 하중을 고려한 항공기용 센서 포드의 피로수명 예측
Fatigue Life Prediction of Sensor Pod for Aircraft Considering Aircraft Loads 원문보기

항공우주시스템공학회지 = Journal of aerospace system engineering, v.13 no.3, 2019년, pp.32 - 39

조재명 (고려대학교 대학원 기계공학과) , 장준 (고려대학교 대학원 기계공학과) , 최우천 (고려대학교 기계공학부) , 배종인 (한화시스템)

초록
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항공기 외부에 장착되어 전술임무에 사용되는 센서 포드는 운용기간 동안 예상되는 하중 스펙트럼에 대한 피로수명이 확보되어야 한다. 센서 포드와 같은 임무장비는 해석의 효율성을 고려하여 동적 진동 환경조건을 적용한 주파수 영역의 피로수명 예측방법이 선호되어 왔다. 본 논문에서는 실제 비행체 하중 스펙트럼을 고려하여 정적 및 동적 하중에 의한 응력을 합성한 주파수 영역에서의 피로수명 예측방법을 제안하였다. 기존 해석방법과 비교한 결과 제안된 해석방법은 피로수명이 보수적으로 예측되었다. 그리고 제안된 방법으로 해석한 결과 설계된 센서 포드는 피로수명 요구조건을 만족하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

Sensor pods mounted on the exterior of the aircraft used for tactical missions should have a fatigue life based on the expected load spectrum during operation. For mission equipment such as the sensor pod, the frequency fatigue life prediction method which applies the dynamic vibration environment condition is preferred due to the efficiency of the analysis. In this paper, a fatigue life prediction method in the frequency domain where stress due to static and dynamic loads is synthesized based on the actual flight load spectrum is proposed. After comparison with the existing analysis method, the fatigue life of the proposed analysis method was predicted conservatively. The proposed sensor pods satisfy the requirements of the fatigue life.

주제어

표/그림 (11)

그림 Fig. 1 Sensor Pod
표 Table 1 Aircraft Loads
그림 Fig. 2 Fatigue Prediction Process
그림 Fig. 3 Finite Element Model of Sensor Pod
그림 Fig. 4 Static Analysis of the Sensor Pod
그림 Fig. 5 Jet Aircraft Vibration Exposure
표 Table 2 Material Properties
그림 Fig. 6 Frequency Response Analysis
그림 Fig. 7 Dirlik Method vs Steinberg Method
그림 Fig. 8 Fatigue Life Comparison(Steinberg Method)
그림 Fig. 9 Fatigue Stress Comparison of Adapter Structure

AI 본문요약
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문제 정의

본 논문에서는 개발단계의 항공기용 센서 포드에 대하여 비행체의 준 정적 하중과 동적 하중에 의한 응력을 합성하여 보다 보수적인 주파수 영역의 피로수명 예측방법을 제시하고 기존의 방법과 비교하여 피로수명을 예측하였다.
항공기 외부에 장착되어 다양한 하중조건에 반복적으로 노출되는 센서 포드는 설계 단계에서의 피로 내구성 확보가 중요하다. 본 논문에서는 유한요소모델기반의 주파수 영역 피로해석을 통해 센서 포드의 피로수명을 보수적으로 예측하였으며, 요구수명을 만족함을 확인하였다. 정확한 피로수명의 예측을 위해 향후 본 제품의 제작과 함께 시험을 통한 비교분석 역시 필요하다고 판단된다.

가설 설정

그리고 Eq. 1과 같이 누적된 피로손상도의 합이 1을 넘으면 피로 파괴에 이른다고 가정하여 Eq.2와 같이 구조물의 피로수명을 예측한다.
Miner 법칙은 피로내구한도(endurance limit) 이상의 각 응력들은 구조물에 영구적 손상을 가하며, 특정 응력에서 반복수 ni와 그에 상응하는 수명Nt 의 비율로 피로 손상도 Dt 를 갖는다고 가정한다.

제안 방법

설계 단계의 센서 포드에 대하여 주파수 영역의 피로해석 방법간 비교 및 피로하중 적용 방법간의 비교를 통해 보수적으로 피로수명을 분석하였다.
2의 좌측과 같다. 구조물에 작용하는 하중조건을 PSD로 입력하고, 해당 구조물의 전달함수로부터 응력을 산출한다. 그리고 응력 PSD 분포를 특정 확률밀도함수(PDF : probability density function)로 산출 후 이 분포에 대한 확률적 특성치를 응력-수명 선도와 Miner 법칙을 이용해 재료의 피로수명을 예측한다.
특히 동적 하중이 작용하는 구조에 정적인 하중이 작용함에 따라 평균응력이 상승되는데, 이에 상응하는 단위 정하중에 의한 응력값을 별도 산출하여 방향 별 정적 하중 배수를 부과한다. 그리고 각 해석의 응력 값을 합성하여 피로손상도를 계산한다. 구해진 주요 부품의 피로 손상도와 기존의 동적 진동환경조건으로 구해진 부품별 피로 손상도를 비교하여 보다 보수적인 결과를 보인 값을 피로수명 예측값으로 사용한다.
그리고 다양한 주파수 영역의 피로수명 예측방법 중,대표적인 광대역의 접근 방법(Steinberg method, Dirlik method)을 비교하여 다음의 결과를 얻었다.
센서 포드에 작용하는 하중 및 응력스펙트럼은 넓은 주파수 영역에서 무작위로 표현되므로, 협대역의 접근법은 적절치 않다. 따라서 Steinberg 및 Dirlik 방법(method)을 통한 해석을 비교하였다.
본 논문의 항공용 센서 포드의 피로수명 예측 과정은 기존의 주파수 영역의 방법에서 Fig. 2의 우측과 같이 병렬 해석을 통해 정적 하중 및 동적 하중에 의한 응력을 별도로 산출한다. 특히 동적 하중이 작용하는 구조에 정적인 하중이 작용함에 따라 평균응력이 상승되는데, 이에 상응하는 단위 정하중에 의한 응력값을 별도 산출하여 방향 별 정적 하중 배수를 부과한다.
센서 포드는 비행체의 비행 및 임무에 따른 다양한 진동원에 노출되어 구조물의 가진을 유발하므로 20 ~ 2000Hz의 고주파수 영역의 응답을 분석하였다.
유한요소모델은 피로해석 수행에 앞서 기본적인 1g 상태의 정적해석을 통해 다시 한번 구속조건과 경계조건이 의도된 형태로 나타나는지 분석하였다.
주파수 영역의 피로수명 예측법은 다양하며, PDF를 구하는 방법에 따라 피로수명이 다르게 예측되므로 Fig. 7과 같이 일반적인 광대역의 피로해석 방법을 우선 비교하였다. 최대 손상도를 비교하기 위해 방향에 관계 없이, 구조물에서 최대의 손상도가 나타난
3과 같이 구성되었다. 탑재 비행체의 인터페이스 부품을 함께 모델링하여 센서 포드를 구속하였으며, 장착부의 나사 및 버팀대 부분은 장착 시의 예압하중(preload)을 고려하여 설계예압 및 접촉 조건이 적용되었다. 그리고 주요 응력패스에 해당되는 연결부, 홀 및 홈의 경우 모델링의단순화 없이 라운드 및 챔퍼 형상이 그대로 반영되었으며, 주구조물의 연결용 체결류는 빔 요소가 아닌 솔리드 모델로 표현되었다.
피로하중 적용 방법에 따른 비교에 앞서 주파수 영역의 피로해석 방법 결정을 위해 일반적으로 항공용임무장비 및 전자장비에서 자주 사용되는 Steinberg및 Dirlik 방법을 비교하였다. 그 결과 두 방법 중 Steinberg 방법에서 예상수명이 5.
피로하중의 적용 방법에 따른 센서 포드의 전체 피로수명은 보수적인 결과를 보인 Steinberg 방법으로 비교분석 하였으며 다음과 같은 결론을 얻었다.

이론/모형

정적 하중은 대표적인 기동에 의한 관성 및 공력하중으로 적용되며, 동적 하중은Fig. 5의 MIL-STD-810G의 제트 비행체의 진동환경조건이 참고되었다. 기존의 동적 진동에 의한 피로해석은 Fig.
구조물에 작용하는 하중조건을 PSD로 입력하고, 해당 구조물의 전달함수로부터 응력을 산출한다. 그리고 응력 PSD 분포를 특정 확률밀도함수(PDF : probability density function)로 산출 후 이 분포에 대한 확률적 특성치를 응력-수명 선도와 Miner 법칙을 이용해 재료의 피로수명을 예측한다.
센서 포드의 주 구조에 적용된 소재는 항공소재규격(AMS : aerospace material specifications)을 따르며, MIL-HDBK-5J에 의한 재료의 물성치는 Table 2와 같다. 센서 포드의 주요 구조물인 어댑터, 상부판 및 하부판은 알루미늄 6061-T6가 적용되었으며, 해당 재질은 Eq.
시간 영역의 피로해석은 시간에 따른 다양한 진폭의 응력을 레인플로우 집계(Rainflow counting) 기법을 통해 집계하고, 이를 해당 재료의 응력-수명선도(S-N curve)와 Miner 법칙(Miner's rule)을 이용해 피로수명을 예측한다[5-7].
Halfpenny는 PSD 진동환경 입력조건을 통한 피로수명 예측에서 테스트 데이터가 가지는 오류를 분석하고 새로운 테스트 데이터 생성을 위한 사례 연구를 소개하였다[11]. 이러한 연구에서 주파수 영역의 피로수명 예측 및 시험 평가기준으로 군사 표준서(Military standard)의 비행체 진동환경조건 등이 이용되었다[3, 4]. 상기의 방법은 피로수명 예측을 위한 동적 하중 입력조건을 정의함에 있어서 PSD를 이용한 간편한 접근을 허용하는 장점이 있다.
8과 같다. 피로해석 방법은앞서 보수적인 결과를 보인 Steinberg 방법으로 수행되었다.

성능/효과

1) Steinberg 및 Dirlik 방법에 따른 피로해석 비교에서 센서 포드 주요 구조물 대부분이 Steinberg 방법에서 보다 보수적인 결과를 보였다.
1) 기존의 동적 진동조건에 의한 피로해석보다 동적, 정적 결합하중에 의한 피로해석 결과에서 대부분 보수적인 수명예측 결과를 보였다.
2) 공통적으로 어댑터 구조물에서 가장 낮은 피로수명이 예측되었다.
2) 두 방법 모두 센서 포드와 비행체의 연결부인 어댑터 구조물에서 가장 높은 손상도를 보였다.
3) 어댑터 구조물은 기존의 방법에서 예상수명이 5.8에 비해 응력합성을 통한 결합하중의 피로해석에서2.7로 보다 보수적인 값을 보였다.
4) 센서 포드의 X, Y, Z축 가진에 대한 전체 누적손상도로 계산된 예상수명은 응력합성을 통한 보수적인 접근에서도 2.7로 요구수명 1을 만족함을 보였다.
Steinberg 방법을 통한 주파수 영역의 피로해석에서 기존의 동적 하중을 입력조건으로 사용한 피로수명 예측과 결합하중을 입력조건으로 사용하여 응력 합성을 통한 피로수명을 예측한 결과는 후자의 방법에서 보다 보수적인 결과를 보였다. 두 방법 모두 동일하게 어댑터 구조물의 X축 가진에서 가장 큰 손상도를 보였으며,타 구조물에 비해 10배 이상의 큰 손상도 차이를 보였다.
각 축 별 주파수 응답해석을 통해서 센서 포드의 X축 가진시 어댑터 구조물에서 가장 큰 응답을 보임을 알 수 있었다. 특히 응답이 최대인 절점(node)은 어댑터가 포드 주 구조를 고정하는데 사용된 체결 나사부 주변이었다.
기존 방법 및 결합하중에 의한 센서 포드 어댑터 구조물의 각 방향의 응력들에 대한 비교는 Fig 9와 같다. 각 축 별로 RMS 응력 및 평균응력이 모두 상이한 분포를 보이나, 실제 응력-수명 선도에 적용되는 교번응력은 비교적 유사한 값을 가짐을 보였다.
그러나 결합하중의 경우 동적 하중은 성능진동 수준으로 내구성 진동보다 레벨이 낮으므로 RMS 응력은 낮으나, 관성 및 공력하중을 고려한 정해석에 의한 응력이 합산됨으로 인해평균응력이 4배 이상 크게 나타남을 보인다. 결과적으로 실제 교번응력으로 환산된 응력값은 RMS 응력값보다 2배 이상 크게 나타남을 알 수 있다. 결론적으로 실제 교번응력으로 환산된 응력값은 두 방법에서 비교적 유사하나, 결합하중에 의한 피로해석에서 2.
결과적으로, 각 방법에서 예상수명은 센서 포드의운용주기에 대한 수명을 1로 한 결과보다 큰 값을 가지므로 요구수명을 만족함을 보였다.
결과적으로 실제 교번응력으로 환산된 응력값은 RMS 응력값보다 2배 이상 크게 나타남을 알 수 있다. 결론적으로 실제 교번응력으로 환산된 응력값은 두 방법에서 비교적 유사하나, 결합하중에 의한 피로해석에서 2.7의 수명으로 기존의 방법에서의 5.8보다 좀 더 보수적인 결과를 보였다.
피로하중 적용 방법에 따른 비교에 앞서 주파수 영역의 피로해석 방법 결정을 위해 일반적으로 항공용임무장비 및 전자장비에서 자주 사용되는 Steinberg및 Dirlik 방법을 비교하였다. 그 결과 두 방법 중 Steinberg 방법에서 예상수명이 5.8로 Dirlik 방법의6.5보다 12% 정도 보수적인 결과를 보였다. 응력 사이클 히스토그램을 비교하면 Dirlik 방법에서 전 주파수 영역에 대하여 응력 범위 별 상세한 집계가 된 반면, Steinberg 방법에서는 RMS 응력값을 기준으로 1σ~ 3σ의 응력 및 사이클을 집계한다.
어댑터 구조물의 경우 센서 포드가 가지는 주요한 글로벌 모드들에 대하여 모두 영향을 받으며, 특히 4개의 체결부로 센서 포드를 지지하므로 응력이 집중되었다고 판단된다. 그리고 가장 큰 응답을 보인 231hz 부분은 센서 포드가 비틀림 모드를 가지며, Y축의 4배, Z축의 8배에 해당하는 높은 응력값을 보였다. 이는 어댑터 구조물이 X축의 지지구조가 Y, Z축에 비해 해당 주파수의 모드를 충분히 잡아주지 못하여 센서 포드를 고정하는 체결 나사 및 해당 부위에 과도한 응력이 집중되게 하는 이유로 보인다.
탑재 비행체의 인터페이스 부품을 함께 모델링하여 센서 포드를 구속하였으며, 장착부의 나사 및 버팀대 부분은 장착 시의 예압하중(preload)을 고려하여 설계예압 및 접촉 조건이 적용되었다. 그리고 주요 응력패스에 해당되는 연결부, 홀 및 홈의 경우 모델링의단순화 없이 라운드 및 챔퍼 형상이 그대로 반영되었으며, 주구조물의 연결용 체결류는 빔 요소가 아닌 솔리드 모델로 표현되었다.
이때, 3σ에 해당되는 응력값이 RMS값의 3배로 특히 높고, 이에 따른 손상도가 높게 나타나기 때문에 좀 더 보수적인 결과값이 나왔다고 판단된다. 더하여 Steinberg 방법과 Dirlik 방법의 수명예측에서 큰 차이가 없다면 조금 더 보수적인 결과값을 가지며, 정해석을 통한 응력의 합성에서 간단한 계산이 가능한 Steinberg 방법을 사용하는 것이 해석 효율성이 더 높다고 할 수 있다.
두 가지의 피로하중 적용방법에 따른 결과에서 공통적으로 센서 포드의 어댑터 구조물이 가장 높은 손상도를 보였다. 기존 방법 및 결합하중에 의한 센서 포드 어댑터 구조물의 각 방향의 응력들에 대한 비교는 Fig 9와 같다.
Steinberg 방법을 통한 주파수 영역의 피로해석에서 기존의 동적 하중을 입력조건으로 사용한 피로수명 예측과 결합하중을 입력조건으로 사용하여 응력 합성을 통한 피로수명을 예측한 결과는 후자의 방법에서 보다 보수적인 결과를 보였다. 두 방법 모두 동일하게 어댑터 구조물의 X축 가진에서 가장 큰 손상도를 보였으며,타 구조물에 비해 10배 이상의 큰 손상도 차이를 보였다. 이는 주파수 응답 해석의 결과와 상통한다고 볼 수 있다.
먼저 센서 포드의 모달 및 주파수 응답해석을 통해서 어댑터 구조물이 센서 포드를 지지하는 나사부에서 응력집중이 크게 나타남을 알 수 있었다.
센서 포드가 예상 운용주기 동안에 경험하는 피로하중에 대하여, 각 방향에 대한 주요 구조물들의 예상수명은 Steinberg 및 Dirlik 방법에서 비교적 유사하나 Steinberg 방법에서 다소 보수적인 결과를 보였다.
피로해석 결과의 평균응력효과는 기존의 방법에서보다 결합하중을 적용한 새로운 방법에서 더 크게 나타남을 보여준다. 기존의 내구성 진동을 이용한 동적하중이 입력된 결과를 보면 RMS 응력값이 상대적으로 크게 나타나며, 실제 교번응력으로 환산된 값과 큰 차이가 나지 않음을 알 수 있다.

후속연구

항공기의 외부에 장착되어 다양한 임무를 수행하는 전술용의 센서 포드(sensor pod) 또한 탑재체인 비행체의 운용과 함께 유사한 하중에 노출된다. 따라서 포드 주 구조에 작용하는 하중은 항공기의 운용주기 동안에 반복적으로 작용하여 피로파괴를 초래할 수 있으므로 이에 대한 분석이 필히 수행되어야 한다.
앞서 주파수 응답 해석 및 피로해석의 결과에서 센서 포드의 피로수명에 추가적 안전 마진이 필요한 경우, 어댑터 구조물의 재질을 인장강도가 동일 조건에서 약 50%가량 높은 알루미늄 7050 합금으로 변경하거나, 센서 포드 체결 나사의 개수를 늘려서 하중이 분산되도록 하는 것도 방법이 될 것으로 보인다.
본 논문에서는 유한요소모델기반의 주파수 영역 피로해석을 통해 센서 포드의 피로수명을 보수적으로 예측하였으며, 요구수명을 만족함을 확인하였다. 정확한 피로수명의 예측을 위해 향후 본 제품의 제작과 함께 시험을 통한 비교분석 역시 필요하다고 판단된다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	시간 영역의 피로해석의 장점은?	시간 영역의 피로해석은 시간에 따른 구조물 응답응력을 직접 집계하여 손상을 계산하므로 정확한 예측이 가능하다는 장점이 있다. 반면에 적절한 통계적 대표값 적용을 위해 충분히 긴 시간 동안의 응답 이력이 필요하다는 점과, 방대한 데이터로 인해 유한요소모델기반의 해석에서 비실용적일 수 있다는 단점이 있다.
	조물의 피로수명 예측을 위해 사용되는 방법은?	일반적으로 구조물의 피로수명 예측을 위해 시간 영역의 피로해석 방법과 주파수 영역의 피로해석 방법이 사용된다. 시간 영역의 피로해석은 시간에 따른 다양한 진폭의 응력을 레인플로우 집계(Rainflow counting)기법을 통해 집계하고, 이를 해당 재료의 응력-수명선도(S-N curve)와 Miner 법칙(Miner's rule)을 이용해 피로수명을 예측한다[5-7].
	센서 포드(sensor pod)가 피로파괴에 노출되는 원인은?	항공기의 외부에 장착되어 다양한 임무를 수행하는 전술용의 센서 포드(sensor pod) 또한 탑재체인 비행체의 운용과 함께 유사한 하중에 노출된다. 따라서 포드 주 구조에 작용하는 하중은 항공기의 운용주기 동안에 반복적으로 작용하여 피로파괴를 초래할 수 있으므로 이에 대한 분석이 필히 수행되어야 한다.

참고문헌 (20)

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상세보기
H. S. Jung, K. S. Kim, J. S. Kim and S. W. Lee, "Fatigue Life Evaluation in Frequency Domain of aircraft Equipment Exposed to Random Vibration," Journal of The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, vol. 45, no. 8, pp. 627-628, 2017
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상세보기
D. S. Steinberg, "Vibration Analysis for Electronic Equipment," John Wiley & Sons, 3rd edition, USA, 2000.
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MIL-HDBK-5J, Metallic materials and elements for aerospace vehicle structures, Department of Defense handbook, USA, 2003.

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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