[논문]충격손상을 고려한 섬유강화 복합재 로터 블레이드의 피로수명 평가

기영중; 박재훈; 김성만; 김지훈

doi:10.20910/jase.2020.14.s.22

충격손상을 고려한 섬유강화 복합재 로터 블레이드의 피로수명 평가
Fatigue Life Evaluation of Fiber Reinforced Composite Rotor Blades Considering Impact Damages 원문보기

항공우주시스템공학회지 = Journal of aerospace system engineering, v.14 no.spc, 2020년, pp.22 - 30

기영중 (한국항공우주연구원 항공연구소) , 박재훈 (한국항공우주연구원 항공연구소) , 김성만 (한국항공우주산업(주) 소형무장헬기 사업본부) , 김지훈 (한국산업기술시험원 항공기술센터)

초록
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복합재 헬리콥터 로터 블레이드는 두께방향으로의 강도가 부족한 구조적인 특성으로 인해 외부 물체의 충돌에 의해 내부 구조물에 손상이 발생하기 쉬운 단점을 지니고 있다. 따라서 복합재 블레이드의 피로 평가 시 외부 물체의 충돌에 의해 발생하는 결함과 강도저하 현상을 함께 고려해야 한다. 이를 위해 내결함 안전 수명(flaw tolerant safe-life) 및 파손안전(fail-safe) 개념을 이용한 피로평가 방안이 1980년대부터 적용되었으며, 최근에는 회전익 항공기의 감항기준에 위의 두 개념이 손상허용(damage tolerance) 평가 방안으로 대체되었다. 본 논문에서는 회전익 항공기에 사용되는 섬유강화 복합재 로터 블레이드를 중심으로 피로수명을 평가하기 위한 관련규정을 분석하고, 국내 헬기 개발사업 등을 통해 적용된 사례들을 검토함으로써 충격손상을 고려한 섬유강화 복합재 로터 블레이드의 피로 평가 방안을 제시하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

Composite rotor blades for rotorcraft have an intrinsic vulnerability to foreign object impact from its inherent structural characteristics of insufficient strength in the thickness direction, which may easily lead to internal structure damage. Therefore, defects and strength reducing effects caused by foreign object impact should be considered in fatigue evaluation of composite blades. For this purpose, the flaw tolerant safe-life and fail-safe concepts were adopted in fatigue evaluation since 1980s, and recently those concepts have been replaced by the damage tolerance concept. In this paper, the relevant standards for fatigue evaluation are analyzed focusing on fiber reinforced composite rotor blades used in rotorcraft. In addition, fatigue evaluation procedure of composite blades considering impact damages is proposed by reviewing the practices implemented through domestic development projects.

주제어

표/그림 (12)

그림 Fig. 1 Residual Strength vs. Time[4]
그림 Fig. 2 Non-destructive Inspection Results (X-ray, Artificial Manufacturing Flaws)
표 Table 1 Manufacturing Flaw Type and Location
그림 Fig. 3 Impact Test Equipment and Blade Specimen Fixture
표 Table 2 Impact Threats and Energy Level [5,6]
그림 Fig. 4 Visual Inspection Results of Damaged Blade Specimen
그림 Fig. 5 Blade Fatigue Test-rig Configuration
그림 Fig. 6 Residual Strength Proof-test
그림 Fig. 7 E-N Curves for Composite Materials
표 Table 3 Design Spectrum Load, Rotor System
그림 Fig. 8 Low Cycle and High Cycle Fatigue Load
그림 Fig. 9 Cumulative Damage Evaluation Results

AI 본문요약
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문제 정의

특히 외부 물체의 충돌에 의해 발생하는 충격손상은 위협요소의 분석과 함께 손상의 형태, 크기, 위치 및 이를 식별을 위한 검사기준도 제시되어야 한다. 따라서 본 논문에서는 복합재 블레이드의 제작 공정과 항공기 운영과정에서 외부 물체의 충돌 위협요소에 따른 손상유형을 검토하였으며, 이를 기반으로 제작결함과 충격손상이 적용된 블레이드 시편을 이용한 피로시험과 수명평가 방안을 제시하였다.

제안 방법

(2)∼(4)에 제시된바와 같이 측정 데이터의 산포(q)와 시험데이터의 통계적 분석에 따른 신뢰도(kp), 파손확률(kr) 및 시편수량(n)의 함수로 정의되는 저하계수(n)를 적용함으로써 누적손상 평가를 위한 안전수명곡선(Safe EN curve)을 생성하였으며, 그 결과를 Fig. 7에 제시하였다.
(5)∼(7)을 이용하여 평가된 등가의 동적 변형률을 블레이드 피로시험을 통해 획득한 복합소재별 안전수명곡선에 적용하고, Miner’s Rule에 따른 누적손상을 검토하여 피로수명을 평가하였다.
또한 복합재 블레이드의 피로수명은 Eq.(9)에 제시된 바와 같이 하중스펙트럼에 의한 저주기 피로(LCF, Low Cycle Fatigue) 하중과 고주기 피로(HCF, High Cycle Fatigue) 하중을 모두 고려하여 평가될 수 있도록 하였다. 저주기 피로 하중은 Fig.
Attachment 부위 시편의 피로시험은 원심력과 굽힘하중을 지지하기 위해 블레이드 루트(blade root) 부위에 적용된 로빙 스파(roving spar)의 피로특성을 평가하기 위한 것이며, Fig. 5(a)와 같이 블레이드 루트 부위를 시험치구에 고정한 이후 블레이드 끝단에 원심력과 플랩 및 래그 모멘트를 동시에 부가하여 피로시험을 수행하였다. 또한 Airfoil 부위 시편에 대한 피로시험은 블레이드 중앙 부위(blade midsection) 에서의 스킨(skin)에 대한 피로특성을 평가하기 위해 수행되었으며, Fig.
또한 Airfoil 부위 시편에 대한 피로시험은 블레이드 중앙 부위(blade midsection) 에서의 스킨(skin)에 대한 피로특성을 평가하기 위해 수행되었으며, Fig. 5(b)에 나타낸 바와 블레이드 시편의 중앙 부위에 위치한 시험단면 근처에 베어링 서포트(bearing support)를 장착한 이후 블레이드 끝단에 원심력과 플랩 및 래그 모멘트를 동시에 부가하여 피로시험을 수행하였다. Attachment 및 Airfoil 부위 시편에 적용되는 원심력은 유압 작동기(hydraulic actuator)를 이용하여 부가하였으며, 플랩 및 래그 모멘트는 전기모터와 연결된 회전디스크의 편심거리를 수직방향으로 적용하여 부가하였다.
5(b)에 나타낸 바와 블레이드 시편의 중앙 부위에 위치한 시험단면 근처에 베어링 서포트(bearing support)를 장착한 이후 블레이드 끝단에 원심력과 플랩 및 래그 모멘트를 동시에 부가하여 피로시험을 수행하였다. Attachment 및 Airfoil 부위 시편에 적용되는 원심력은 유압 작동기(hydraulic actuator)를 이용하여 부가하였으며, 플랩 및 래그 모멘트는 전기모터와 연결된 회전디스크의 편심거리를 수직방향으로 적용하여 부가하였다. 특히 블레이드 시편에 부가되는 플랩 모멘트와 래그 모멘트의 비율(moment ratio)은 블레이드 시편의 장착각을 통해 변경이 가능하도록 하였다.
7 kg이며, 구형 충돌체의 자유낙하에 의한 충격에너지 적용 범위는 3∼945 J 수준이다. BVID와 CVID를 구분하기 위한 경계를 확인하기 위해 블레이드 시편에 적용되는 충격에너지를 여러 단계로 구분하였으며, 복합소재와 열경화성 수지의 손상 발생여부 식별이 용이하도록 블레이드 표면에 도포된 페인트를 제거한 이후 충격손상 적용 시험을 수행하였다. 충격손상 적용 시험에 사용된 블레이드 시편과 적용된 충격에너지 수준에 따른 육안검사 결과를 Fig.
특히 블레이드 시편에 부가되는 플랩 모멘트와 래그 모멘트의 비율(moment ratio)은 블레이드 시편의 장착각을 통해 변경이 가능하도록 하였다. 내손상 안전수명을 평가하기 위한 블레이드 시편에 대해 목표 사이클까지 피로시험 하중을 부가한 이후 극한하중 지지여부를 확인하기 위한 잔류강도 확인시험을 수행하였다. 잔류강도 확인시험은 정적구조시험에 적용된 하중을 동일하게 적용하거나, 정적구조시험 하중 적용시 시험단면(test section)의 변형률(total strain)과 동등한 수준이 되도록 동적하중을 부가하여 수행하였다.
블레이드 제작에 사용된 복합소재의 특성상 피로평가에는 변형률 기반의 EN curve 적용하는 것이 용이하며, 이를 위해서는 시편에 부가되는 시험하중 측정이 필수적이다. 따라서 Attachment 및 Airfoil 부위 시편에 부착된 fullbridge 회로를 통해 플랩 모멘트와 래그 모멘트를 측정하였으며, 원심력은 유압작동기에 부착된 로드셀을 통해 측정하였다. 특히 4개의 스트레인 게이지로 구성된 fullbridge 회로의 경우 피로시험 하중을 부가하기 이전에 모멘트와 브릿지 회로의 출력 전압에 대한 상관관계 분석을 통해 보정계수(calibration coefficient)를 선정하였으며, 이후 피로시험 과정에서 플랩 및 래그브릿지 회로를 통해 출력되는 신호와 보정계수의 연산을 통해 모멘트 하중을 측정하였다[7].
제작공정 중 발생 가능한 결함과 외부 충격에 의한 손상이 함께 포함되어 있는 복합재 로터 블레이드의 내손상 안전수명 평가를 위해 블레이드 내부에 적용된 결함의 성장을 허용하지 않으며(nogrowth), 기 적용된 결함에 의해 또 다른 결함을 발생시키지 않아야 하는 요구도를 설정하였다. 또한 피로시험을 통한 반복하중부가 이후에도 극한하중을 지지할 수 있음을 입증해야하는 잔류강도 요구도를 함께 설정하였다. 따라서 이러한 요구도를 고려하여 블레이드 시편에 시험하중을 부가하는 방법은 AC 29.
블레이드 시편에 적용되어 있는 결함과 손상의 크기가 성장하지 않는 조건을 통해 내손상 안전수명을 평가하기 위한 블레이드 시편의 형상과 그에 따른 시험하중 적용 방법을 제시하였으며, 시험하중을 부가 완료한 이후 잔류강도 확인시험을 위한 과정을 제시하였다. 또한, 블레이드 피로시험을 통해 도출된 복합소재의 피로수명곡선과 설계 스펙트럼 하중에 의한 누적손상 분석을 통해 내손상 안전수명 평가 절차를 제시하였다. 본 논문을 통해 제시된 블레이드 시편 형상과 시험치구, 시험하중 적용 및 피로수명 평가 절차 등이 향후 유·무인 회전익 항공기의 복합재 구조물에 대한 피로수명 평가와 더불어 비행 안전성을 높이는데 활용될 수 있기를 기대한다.
복합재 블레이드의 피로 평가를 위해 사용되는 시편의 형상은 실제 운용 과정에서 작용하는 하중의 특성과 내부의 구조적인 특성에 따라 Attachment 부위와 Airfoil 부위 시편으로 구분하여 피로시험을 수행하였다. Attachment 부위 시편의 피로시험은 원심력과 굽힘하중을 지지하기 위해 블레이드 루트(blade root) 부위에 적용된 로빙 스파(roving spar)의 피로특성을 평가하기 위한 것이며, Fig.
본 논문에서는 회전익 항공기의 복합재 피로평가에 대한 감항인증 FAR 29.573 요건에 따라 블레이드 시편을 이용한 시험과정과 시험데이터를 이용한 피로수명평가 과정을 제시하였다. 특히 제작공정 또는 항공기 운영 과정에서 작업자의 부주의 또는 외부 물체의 충돌에 의해 가해지는 충격손상의 형태와 크기 및 적용위치에 대한 사례를 분석하였으며, 육안식별 여부에 따라 구분이 가능한 BVID 및 CVID의 경계값을 결정하기 위한 수행과정과 판단기준을 제시하였다.
블레이드 시편에 적용되어 있는 결함과 손상의 크기가 성장하지 않는 조건을 통해 내손상 안전수명을 평가하기 위한 블레이드 시편의 형상과 그에 따른 시험하중 적용 방법을 제시하였으며, 시험하중을 부가 완료한 이후 잔류강도 확인시험을 위한 과정을 제시하였다.
잔류강도 확인시험은 정적구조시험에 적용된 하중을 동일하게 적용하거나, 정적구조시험 하중 적용시 시험단면(test section)의 변형률(total strain)과 동등한 수준이 되도록 동적하중을 부가하여 수행하였다. 잔류강도 확인시험시 목표하중에 도달하기 위해서는 대변형의 특성을 갖는 블레이드의 구조적인 특성을 고려해야 하므로, Fig. 6과 같이 블레이드 시편의 중앙부위에 크레인을 연결하여 수직하중을 부가하는 동시에 블레이드의 장착각 조정을 통해 시험단면에 적용되는 플랩과 래그 모멘트의 적용 비율을 조절할 수 있도록 하였다.
내손상 안전수명을 평가하기 위한 블레이드 시편에 대해 목표 사이클까지 피로시험 하중을 부가한 이후 극한하중 지지여부를 확인하기 위한 잔류강도 확인시험을 수행하였다. 잔류강도 확인시험은 정적구조시험에 적용된 하중을 동일하게 적용하거나, 정적구조시험 하중 적용시 시험단면(test section)의 변형률(total strain)과 동등한 수준이 되도록 동적하중을 부가하여 수행하였다. 잔류강도 확인시험시 목표하중에 도달하기 위해서는 대변형의 특성을 갖는 블레이드의 구조적인 특성을 고려해야 하므로, Fig.
제작공정 중 발생 가능한 결함과 외부 충격에 의한 손상이 함께 포함되어 있는 복합재 로터 블레이드의 내손상 안전수명 평가를 위해 블레이드 내부에 적용된 결함의 성장을 허용하지 않으며(nogrowth), 기 적용된 결함에 의해 또 다른 결함을 발생시키지 않아야 하는 요구도를 설정하였다. 또한 피로시험을 통한 반복하중부가 이후에도 극한하중을 지지할 수 있음을 입증해야하는 잔류강도 요구도를 함께 설정하였다.
따라서 Attachment 및 Airfoil 부위 시편에 부착된 fullbridge 회로를 통해 플랩 모멘트와 래그 모멘트를 측정하였으며, 원심력은 유압작동기에 부착된 로드셀을 통해 측정하였다. 특히 4개의 스트레인 게이지로 구성된 fullbridge 회로의 경우 피로시험 하중을 부가하기 이전에 모멘트와 브릿지 회로의 출력 전압에 대한 상관관계 분석을 통해 보정계수(calibration coefficient)를 선정하였으며, 이후 피로시험 과정에서 플랩 및 래그브릿지 회로를 통해 출력되는 신호와 보정계수의 연산을 통해 모멘트 하중을 측정하였다[7]. 블레이드 제작에 사용된 복합소재의 평균 피로수명곡선(Mean EN curve)은 Eq.
Attachment 및 Airfoil 부위 시편에 적용되는 원심력은 유압 작동기(hydraulic actuator)를 이용하여 부가하였으며, 플랩 및 래그 모멘트는 전기모터와 연결된 회전디스크의 편심거리를 수직방향으로 적용하여 부가하였다. 특히 블레이드 시편에 부가되는 플랩 모멘트와 래그 모멘트의 비율(moment ratio)은 블레이드 시편의 장착각을 통해 변경이 가능하도록 하였다. 내손상 안전수명을 평가하기 위한 블레이드 시편에 대해 목표 사이클까지 피로시험 하중을 부가한 이후 극한하중 지지여부를 확인하기 위한 잔류강도 확인시험을 수행하였다.
573 요건에 따라 블레이드 시편을 이용한 시험과정과 시험데이터를 이용한 피로수명평가 과정을 제시하였다. 특히 제작공정 또는 항공기 운영 과정에서 작업자의 부주의 또는 외부 물체의 충돌에 의해 가해지는 충격손상의 형태와 크기 및 적용위치에 대한 사례를 분석하였으며, 육안식별 여부에 따라 구분이 가능한 BVID 및 CVID의 경계값을 결정하기 위한 수행과정과 판단기준을 제시하였다. 또한, 복합소재의 특성상 충격손상을 적용하는 과정에서 동일한 충격손상이 적용되더라도 손상에 의한 결함 형태의 변화가 다양하게 나타났으며, 이를 합리적으로 통제하기 위해서는 충격손상이 적용될 때 블레이드 시편의 기하학적 경계조건이 동일하게 유지되는 것이 중요한 요소임을 확인할 수 있었다.
4에 제시하였다. 품질관리 자격요건을 갖춘 전문 검사자의 육안검사를 통해 BVID와 CVID 생성을 구분할 수 있는 충격에너지의 경계를 검토하였다. 그 결과로 BVID 생성을 위한 최대 충격에너지 값은 17 J로 확인이 되었으며, 피로수명 평가에 사용되는 블레이드 시편의 구조적인 취약부에 동일한 값의 충격에너지를 적용하여 BVID를 생성할 수 있도록 하였다.

이론/모형

또한 피로시험을 통한 반복하중부가 이후에도 극한하중을 지지할 수 있음을 입증해야하는 잔류강도 요구도를 함께 설정하였다. 따라서 이러한 요구도를 고려하여 블레이드 시편에 시험하중을 부가하는 방법은 AC 29.573에 제시된 바와 같이 수명시험법과 S-N시험법을 검토하였다. 이중 수명시험법은 항공기의 전체 운용시간을 기준으로 복합재 구조물에 작용하는 하중스펙트럼을 구성하여 최소 1배수 이상의 하중을 부가한 이후 제한하중 이상의 하중에 대해 구조적인 파손 없이 지지할 수 있음을 보임으로써 안전수명을 입증하는 방법이다.

성능/효과

품질관리 자격요건을 갖춘 전문 검사자의 육안검사를 통해 BVID와 CVID 생성을 구분할 수 있는 충격에너지의 경계를 검토하였다. 그 결과로 BVID 생성을 위한 최대 충격에너지 값은 17 J로 확인이 되었으며, 피로수명 평가에 사용되는 블레이드 시편의 구조적인 취약부에 동일한 값의 충격에너지를 적용하여 BVID를 생성할 수 있도록 하였다.
또한 복합소재 적층이후 오토클레이브(autoclave)를 통해 열과 압력을 동시에 가하여 성형과 접합을 수행하게 되며, 이 과정에서 복합소재의 정상적인 접합이 형성되지 않을 경우 층간분리(delamination), 기공(porosity), 접합불량(debonding), 주름(wrinkle) 및 에폭시 수지의 불균일 분포(resin rich/starvation) 등과 같은 제작결함이 발생할 수 있다. 따라서 블레이드 제작 과정에서 발생 가능한 결함은 본격적인 생산 이전에 수행되는 시험제작(PPV, PreProduction Verification) 과정을 통해 확인할 수 있으며, 반복적인 결함 형태로 식별이 가능하다. 대표적인 제작결함의 형태와 크기 및 발생위치를 Table 1에 제시하였다.
또한, 복합소재의 특성상 충격손상을 적용하는 과정에서 동일한 충격손상이 적용되더라도 손상에 의한 결함 형태의 변화가 다양하게 나타났으며, 이를 합리적으로 통제하기 위해서는 충격손상이 적용될 때 블레이드 시편의 기하학적 경계조건이 동일하게 유지되는 것이 중요한 요소임을 확인할 수 있었다.

후속연구

571[2]을 다루는 29WG 워킹 그룹을 통해 내결함 안전수명(flaw tolerant safelife), 파손안전(failsafe) 및 안전수명 (safelife) 개념에 따른 피로평가 요건이 감항기준에 반영되었다. 그러나 이러한 피로평가 방안은 피로에 의한 균열 발생(crack initiation)과 성장(crack growth)에 의한 피로파괴(fatigue failure) 특성을 평가하기에 제한적이며, 특히 충격 손상(impact damage)에 의한 복합재 구조물의 강도저하 현상을 평가하는데 한계가 있다. 따라서 관련된 한계점을 해결하는 동시에 복합재 구조물의 특수한 거동 특성을 다룰 수 있도록 FAR 29.
573 요건에 제시된 바와 같이 회전익 항공기의 비행 안전성에 치명적인 영향을 줄 수 있는 복합재 구조물은 주요구조요소(Principal Structural Element)로 선정되어야 한다. 또한 해당 구성품의 피로수명을 평가하기 위해서는 충격손상의 영향을 고려해야 하며, 적용 가능한 충격손상의 형태와 크기 및 적용 위치는 제작공정과 항공기 운용과정 중 발생 가능한 위협 요소의 분석을 통해 결정되어야 한다. 항공기 운용 과정에서 발생할 수 있는 충격손상의 위협요소는 Table 2에 제시된 바와 같이 활주로 또는 비행 중 운용 과정 중에 외부 물체의 의한 충돌(FOD, Foreign Object Damage)과 작업인원의 부주의에 의해 가해지는 충격 및 공구 낙하로 인한 손상임을 확인할 수 있다.
본 논문을 통해 제시된 블레이드 시편 형상과 시험치구, 시험하중 적용 및 피로수명 평가 절차 등이 향후 유·무인 회전익 항공기의 복합재 구조물에 대한 피로수명 평가와 더불어 비행 안전성을 높이는데 활용될 수 있기를 기대한다.

참고문헌 (7)

R. A. Everett, "RTO-MP-24: Application of damage tolerance principles for improved airworthiness of rotorcraft", Proc. of the RTO Applied Vehicle Technology Panel, Corfu, Greece, pp. T1-T10, Apr. 1999.
Federal Aviation Administration, "FAR 29.571: Fatigue evaluation of structures", Washington D.C., USA, Amendment 29-28, Nov. 1989.
Federal Aviation Administration, "FAR 29.573: Damage tolerance and fatigue evaluation of composite rotorcraft structures", Washington D.C., USA, Amendment 29-59, Dec. 2011.
Federal Aviation Administration, "AC 29-2C: Certification of transport category rotorcraft", Washington D.C., USA, Change 8, July 2018.
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T. N. Cook, M. G. Adami, R. R. DiGenova and D. P. Maass, "USAAVRADCOM-TR-80-D-16: Advanced structures maintenance concepts", U.S. Army Air Mobility Research and Development Laboratory, Fort Eustis, USA, Jun. 1980.
Y. J. Kee and S. W. Lee, "Measurement apparatus of aerodynamic load for rotor blade and calibration method", Korea Aerospace Research Institute, KR20110078999A, Jul. 2011.

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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