[논문]항공기 Bulkhead 체결구조의 균열 원인 및 개선에 관한 연구

최형준; 박성제

doi:10.5762/kais.2020.21.6.448

항공기 Bulkhead 체결구조의 균열 원인 및 개선에 관한 연구
A Study on the Cause and Improvement of Crack in the Installing Structure of the Bulkhead of Aircraft 원문보기

한국산학기술학회논문지 = Journal of the Korea Academia-Industrial cooperation Society, v.21 no.6, 2020년, pp.448 - 454

최형준 (국방기술품질원) , 박성제 (국방기술품질원)

초록
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본 연구는 항공기 운용 중 발생하는 구조결함의 원인을 규명하고 개선형상에 대한 구조 건전성을 확인하고자 한다. 항공기 균열은 Bulkhead 체결구조로서 연료탱크 경계 Web 파열로 인한 연료누유 현상에서 식별되었다. 균열의 특성을 확인하기 위해 파단면을 분석하였고 반복하중에 의해 균열이 진전되어 최종 파단으로 이어지는 피로파괴로 판단하였다. 또한 다중 시작점에서 균열이 시작되는 것으로 소재의 결함이 균열의 주요 원인으로 판단되지 않는다. 항공기 운용 중 발생하는 기동하중에 대한 균열 영향을 확인하기 위해 항공기 지상 및 비행시험을 통해 분석을 수행하였다. 항공기 운용 중 균열 부위의 하중 측정 데이터와 항공기 설계하중과의 비교를 통한 분석 결과 측정하중은 설계 대비 30% 수준으로 파손을 유발할 수준은 아니라고 판단하였다. 항공기 운용 시 진동하중의 원인으로 조립 및 단품 제작공차가 최대 0.06inch 발생할 수 있는 Gap을 검토하였고, 분석결과 균열부위에서 큰 응력인 약 32ksi가 발생하였다. 또한 Pre-Load에 의해 M.S.(Margin of Safety)가 +0.71에서 +0.34로 약 50%이상 감소되는 것으로 확인되어 항공기 설계 하중과 조합 시 균열 가능성이 급격히 증가하였다. 따라서 항공기 균열부위에 대하여 구조 보강 및 Gap 제거를 통해 결함을 개선하였다. 개선형상에 대하여 구조강도 해석 결과 Bulkhead는 허용응력 대비 M.S.가 약 +0.88이고 Fitting 형상은 약 +0.48로서 충분한 마진이 확보되었다. 또한 수명해석 결과 형상 개선 전 수명인 약3,600 시간 대비 개선형상은 약84,000 시간으로서 항공기 설계수명 대비 구조건전성을 확인하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

This study aims to determine the cause of structural defects occurring during aircraft operations and to verify the structural integrity of the improved features. The fracture plane was analyzed to verify the characteristics of the cracks and the fatigue failure leading to the final fracture was determined by the progress of the cracks by the repeated load. During aircraft operations, the comparative analysis of the load measurement data at the cracks with the aircraft design load determined that the measured load was not at the level of 30% of the design to be capable of being damaged. A gap analysis resulted in a significant stress of approximately 32 ksi at the crack site. Pre-Load testing also confirmed that the M.S. was reduced by more than 50% from +0.71 to +0.43, resulting in a sharp increase in aircraft load and the possibility of cracking when combined. Thus, structural reinforcement and the removal of the gap for aircraft cracking sites improved the defect. Based on the structural strength analysis of the improvement features, the bulkhead has a margin of about +0.88 and the fitting feature is about +0.48 versus allowable stress. In addition, the life analysis results revealed an improvement of approximately 84000 hours.

주제어

표/그림 (18)

그림 Fig. 1. Location and Feature of Defect
그림 Fig. 2. Result of Crack Analysis
그림 Fig. 3. Process of Cause Analysis in Operating Load
그림 Fig. 4. Location of Strain Gage
그림 Fig. 5. Strain Level on the Ground Test
그림 Fig. 6. Flight Test Results
표 Table 1. Flight Test Results
그림 Fig. 7. Load Comparison Results
그림 Fig. 8. Configuration of Bulkhead
그림 Fig. 9. Finite Element Analysis Results
표 Table 2. Detail Model Description
그림 Fig. 10. Research Model of Crack
그림 Fig. 11. Configuration of Detect and Fitting Location
그림 Fig. 12. Configuration of Structural Fitting
그림 Fig. 13. Configuration of Structural Fitting
그림 Fig. 14. Bulkhead Strength Analysis of Repair Model
그림 Fig. 15. Fitting Strength Analysis of Repair Model
표 Table 3. Life Analysis

AI 본문요약
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문제 정의

본 연구에서는 비행 중 발생하는 체계 진동 환경과 구성품 자체 진동 환경 등 구조물 결함에 대한 원인을 규명하고 개선 형상을 검증하고자 한다. 또한 Bulkhead의 체결 구조물 결함에 대한 원인을 분석하고 구조물 개선을 위한 방법을 제시하고자 한다.
본 논문은 항공기 운용 중 발생하는 구조 결함의 원인을 분석하고 결함 개선을 통해 구조 건전성을 확보하였다. Bulkhead 체결구조에 작용하는 항공기 기동, 연료 압력 및 장착 Gap의 복합적인 하중이 균열 발생의 원인으로 작용한다.
그리고 노후 항공기에서 발생되는 균열에 대해 복합재료로 보수하여 피로수명을 연장하기 위한 연구[6] 등이 수행되었다. 본 연구에서는 비행 중 발생하는 체계 진동 환경과 구성품 자체 진동 환경 등 구조물 결함에 대한 원인을 규명하고 개선 형상을 검증하고자 한다. 또한 Bulkhead의 체결 구조물 결함에 대한 원인을 분석하고 구조물 개선을 위한 방법을 제시하고자 한다.
Bulkhead 체결구조에 작용하는 항공기 기동, 연료 압력 및 장착 Gap의 복합적인 하중이 균열 발생의 원인으로 작용한다. 특히 본 연구에서는 구조 장착 시 단품 공차에 의해 발생하는 하중이 구조 균열을 발생시키고 반복하중에 의해 피로파단 발생의 원인을 규명하였다. 또한 정확한 원인 규명을 위해 지상 및 비행시험을 통해 결함 구조에 작용하는 실직적인 응력을 측정하였다.

제안 방법

Fig. 9 (a)에서와 같이 해석 영역(Zone)을 기준으로 상세 유한 요소 모델을 활용하여 응력해석을 수행하였다. Gap 발생으로 인해 발생되는 Pre-Load의 영향으로 균열부위(Zone A)에서 가장 큰 응력 약 32ksi가 발생하였다.
결함에 대한 수리 유무에 대한 수명해석을 수행하였다. 보강 전 형상에 대한 장착 Gap 유무에 따라 작용하는 설계제한하중은 Table 3과 같다.
구조 장착 시 발생할 수 있는 Gap에 대한 하중 영향을 확인하기 위해 Pre-Load에 의한 응력해석을 수행하였다. 유한요소해석을 위해 Table 2와 같이 FE Model에 내부하중을 부여하였다.
균열 발생 부위에 대한 결함을 개선하고 구조 건전성을 확보하기 위해 구조 균열부위를 제거하고 구조물을 보강하였다. 보강구조에 대한 해석을 수행하였으며 균열부위에 작용하는 하중 및 구조마진을 확보하였다.
11와 같은 균열 개선 부위에 균열부위를 제거하고 구조물을 보강하였다. 또한 Bulkhead 보강으로 인해 Fire Wall Panel과의 조립 간섭을 제거하기 위한 간섭 부위 제거와 체결 Bolt의 길이를 변경하였다.
13과 같이 제거하였다. 또한 구조물 두께 증가에 따라 Bolt의 길이를 변경하였다.
특히 본 연구에서는 구조 장착 시 단품 공차에 의해 발생하는 하중이 구조 균열을 발생시키고 반복하중에 의해 피로파단 발생의 원인을 규명하였다. 또한 정확한 원인 규명을 위해 지상 및 비행시험을 통해 결함 구조에 작용하는 실직적인 응력을 측정하였다. 비행시험을 통해 작용하는 하중을 분석한 결과 연료 가압 및 비행하중에 의한 하중은 설계하중과의 분석을 통해 파손을 유발할 수준이 아니라고 판단하였다.
항공기 최대 하중과 연료 압력 조건에서 응력해석을 수행하였다. 보강 형상에 Shim을 적용하여 Pre-Load를 제거하였다. 그림 Fig.
보강 형상에 대한 구조 강도 분석을 수행하였다. 항공기 최대 하중과 연료 압력 조건에서 응력해석을 수행하였다.
균열 발생 부위에 대한 결함을 개선하고 구조 건전성을 확보하기 위해 구조 균열부위를 제거하고 구조물을 보강하였다. 보강구조에 대한 해석을 수행하였으며 균열부위에 작용하는 하중 및 구조마진을 확보하였다. 또한 수명해석을 통해 설계요구 구조수명을 상위하는 충분한 수명이 확보되었다.
지상시험과 비행시험을 통해 구조 건전성 점검을 수행하기 위해 Fig. 4과 같이 8개소에 Strain Gage를 장착하여 균열 부위의 응력 수준을 확인하였다.
Bulkhead 체결구조의 균열 손상은 초기 균열 발생 후 반복하중에 의한 지속 작용으로 피로파괴가 진행되다가 파단이 된 것으로 판단하였다. 항공기 균열 부위에 작용하는 반복하중은 항공기 운용 중 발생하는 비행하중과 연료탱크에서 발생하는 연료압력으로 파악하였다. 운용하중에 의한 구조물 균열 원인을 분석하기 위한 절차는 Fig.
보강 형상에 대한 구조 강도 분석을 수행하였다. 항공기 최대 하중과 연료 압력 조건에서 응력해석을 수행하였다. 보강 형상에 Shim을 적용하여 Pre-Load를 제거하였다.

대상 데이터

균열 부위의 장착 Gap이 없는 상태에서의 수명시간은 28,572로서 수명 기간 중 균열이 발생하지 않을 것으로 예상된다. 균열 부위의 형상은 보강을 통한 응력 감소 및 장착 응력 Gap의 제거로 8천 시간 이상의 충분한 수명을 확보하였다. 균열 부위의 보강 전 후 형상의 수명 개선은 약 5,000ksi 이상의 설계제한하중 감소와 보강에 따른 균열 특성이 긍정적인 영향으로 작용하였다.
060in로 Gap 하에 부여하였다. 재료 물성치는 MIL-HDBK-5J를 기준으로 Bulkhead 및 Fitting 재료에 적용하였다.

성능/효과

Bulkhead 체결구조의 균열 손상은 초기 균열 발생 후 반복하중에 의한 지속 작용으로 피로파괴가 진행되다가 파단이 된 것으로 판단하였다. 항공기 균열 부위에 작용하는 반복하중은 항공기 운용 중 발생하는 비행하중과 연료탱크에서 발생하는 연료압력으로 파악하였다.
FS361 위치에 장착된 Bulkhead의 최대 Strain은 SB501위치의 비행시험 결과 -1187με 이며, 이와 비교하여 SB501 위치의 최대 설계하중은 -5254με 이므로 설계하중 대비 비행시험 결과 약 22% 수준이다.
균열 부위의 형상은 보강을 통한 응력 감소 및 장착 응력 Gap의 제거로 8천 시간 이상의 충분한 수명을 확보하였다. 균열 부위의 보강 전 후 형상의 수명 개선은 약 5,000ksi 이상의 설계제한하중 감소와 보강에 따른 균열 특성이 긍정적인 영향으로 작용하였다. 수명해석을 통해 충분한 구조 건전성을 확인하였다.
Gap 발생으로 인해 발생되는 Pre-Load의 영향으로 균열부위(Zone A)에서 가장 큰 응력 약 32ksi가 발생하였다. 또한 Pre-Load에 의한 응력을 고려하면 균열 부위에서 MS(Margin of Safety)가 +0.71에서 +0.34로 약 50%이상 감소하였다. 이와 반대로 특이한 점은 Zone B에서 Pre-Load로 인한 영향인 MS가 +1.
조립 시 발생할 수 있는 Gap을 적용하여 유한요소 응력해석을 수행한 결과 균열 부위인 Zone A에서 큰 응력이 발생하였다. 또한 Pre-Load에 의해 M.S.(Margin of Safety)가 +0.71에서 +0.34로 약 50%이상 감소되는 것으로 확인되어 항공기 설계 하중과 조합 시 균열 가능성이 급격히 증가하였다. Fig.
또한 정확한 원인 규명을 위해 지상 및 비행시험을 통해 결함 구조에 작용하는 실직적인 응력을 측정하였다. 비행시험을 통해 작용하는 하중을 분석한 결과 연료 가압 및 비행하중에 의한 하중은 설계하중과의 분석을 통해 파손을 유발할 수준이 아니라고 판단하였다. 장착 Gap에 의한 Pre-Load의 영향을 확인하기 위해 응력 유한요소해석을 수행하여 균열부위에 작용하는 하중특성을 확인하고 구조마진이 50% 이상 감소하는 것을 확인하였다.
균열 부위의 보강 전 후 형상의 수명 개선은 약 5,000ksi 이상의 설계제한하중 감소와 보강에 따른 균열 특성이 긍정적인 영향으로 작용하였다. 수명해석을 통해 충분한 구조 건전성을 확인하였다.
비행시험을 통해 작용하는 하중을 분석한 결과 연료 가압 및 비행하중에 의한 하중은 설계하중과의 분석을 통해 파손을 유발할 수준이 아니라고 판단하였다. 장착 Gap에 의한 Pre-Load의 영향을 확인하기 위해 응력 유한요소해석을 수행하여 균열부위에 작용하는 하중특성을 확인하고 구조마진이 50% 이상 감소하는 것을 확인하였다.
060” 만큼 Gap이 존재할 가능성이 확인되었다. 조립 시 발생할 수 있는 Gap을 적용하여 유한요소 응력해석을 수행한 결과 균열 부위인 Zone A에서 큰 응력이 발생하였다. 또한 Pre-Load에 의해 M.
보강 전 형상에 대한 장착 Gap 유무에 따라 작용하는 설계제한하중은 Table 3과 같다. 최대 장착 Gap 상태에서 수명해석 결과 수명시간은 3,679으로 구조 설계에서 요구하는 설계수명 약 16,000 시간 대비 수명시간 부족으로 수명 기간 내 균열 발생이 가능하다.
하지만 조립 시 단품의 Web면에 bulkhead가 Tooling Hole을 기준으로 장착되기 때문에 단품 공차인 최대 0.060” 만큼 Gap이 존재할 가능성이 확인되었다.

후속연구

또한 수명해석을 통해 설계요구 구조수명을 상위하는 충분한 수명이 확보되었다. 향후 항공기 구조의 체결부위 균열에 대한 원인 규명 및 결함개선 결과를 토대로 결함 발생 원인을 발견하고 품질 개선 연구에 활용하고자 한다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	항공기의 피로 균열이 발생하는 이유는?	초음속 항공기를 운용하는데 직면하고 있는 구조적 문제는 기골의 노후 요소와 항공기 설계 당시 고려된 작용하중 및 비행임무 등의 요소에 대한 영향이 함께 작용할 때 구조강도 저하 및 균열 등으로 인한 비행 안전에 대한 잠재적인 저해요인이 발생한다. 이와 같이 항공기는 다양한 하중조건 하에 노출되어 운용되고 있으며, 비행시간이 증가할수록 작용하는 하중의 반복적 영향에 의해 피로 균열이 발생한다. 항공기 구조는 다양한 요인들에 의해 초기 설계단계에서의 건전성을 유지하지 못하고 특정 부위의 강도가 저하되고, 균열이 발생하거나 파단으로 인한 위험한 상황에까지 이르게 된다.
	초음속 항공기를 운용하는데 직면하고 있는 구조적 문제는 언제 발생하는가?	초음속 항공기를 운용하는데 직면하고 있는 구조적 문제는 기골의 노후 요소와 항공기 설계 당시 고려된 작용하중 및 비행임무 등의 요소에 대한 영향이 함께 작용할 때 구조강도 저하 및 균열 등으로 인한 비행 안전에 대한 잠재적인 저해요인이 발생한다. 이와 같이 항공기는 다양한 하중조건 하에 노출되어 운용되고 있으며, 비행시간이 증가할수록 작용하는 하중의 반복적 영향에 의해 피로 균열이 발생한다.
	Bulkhead 체결구조물에 대한 파단면에서 발견되는 피로파괴의 증거는?	2와 같이 최종 파단되는 피로균열이다. 또한 피로파괴(Fatigue Fracture)의 증거인 다중시작점(Ratchet Mark) 및 피로줄무늬(Striation)가 관찰되었다.

참고문헌 (9)

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"Damage Tolerance and Fatigue Evalution of Structure," AC 25.571.

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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