[논문]추락착륙 하중배수에 대한 고찰

배효길; 김도형; 박재성

doi:10.20910/jase.2021.15.1.47

추락착륙 하중배수에 대한 고찰
Review of Crash Landing Load Factor 원문보기

항공우주시스템공학회지 = Journal of aerospace system engineering, v.15 no.1, 2021년, pp.47 - 55

배효길 (한국항공우주산업(주)) , 김도형 (한국항공우주산업(주)) , 박재성 (한국항공우주산업(주))

초록
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항공기의 비정상적인 착륙 상황에서도 조종사의 생존을 보장하고 탈출에 방해되지 않도록 구조물이 설계되어야 한다. 추락 시, 화재의 원인을 찾는 연구를 시작으로 과거 수많은 고정익 항공기 추락시험이 수행되었다. 동역학적 분석을 통한 구조물의 거동특성을 이해하고, 가속도 상태에서 인체의 허용한계를 조사하여 적절한 추락하중배수가 설정되었다. 또한 화물기 사고 데이터를 확률론적 방법으로 분석하여 승객의 안전과 운용비용이 합리적으로 반영된 화물고정용 추락하중배수도 제시되었다. 과거 사례를 바탕으로 현재 적용되고 있는 추락하중배수의 물리적, 의학적, 경제적 의미를 살펴 보았다.

Abstract ▼ AI-Helper

When an abnormal landing occurs, aircraft structures should be designed to guarantee occupants survivability without preventing egress. To find out fire root causes at crash, lots of fixed aircraft crash tests were conducted. Appropriate crash load factors were established with the comprehension of structural behavior based on dynamic analysis and investigation of human tolerance. Cargo restraint criteria were set up considering passengers safety and operational cost while analyzing past cargo aircraft accident data using a probabilistic approach. Reviewing results of past crash tests, current crash landing load factor was appreciated physically, medically, and economically.

주제어

표/그림 (31)

그림 Fig. 1 First Intentional Crash Test of Air Corps DH-4 [2]
표 Table 1 Emergency Load Factor Prior to 1950 [3]
표 Table 2 MIL-S-5705 Structural Criteria Summary [4]
그림 Fig. 2 Sled Full Stop, 88.6 mph to a Stop in 18.25 ft [6]
그림 Fig. 3 Eiband Curve for FWD Acceleration [7]
그림 Fig. 4 Two-seat Tandem used in Investigation [8]
그림 Fig. 5 Plan View of Crash Area of Two-seat Tandem [8]
표 Table 3 Full-scale Light Airplane Crash Test Results [8]
그림 Fig. 6 Schematic Model of Airplane Seat [9]
그림 Fig. 7 Relative Airplane and Seat Deceleration and Velocity [9]
그림 Fig. 8 Deceleration Pulse Component [9]
그림 Fig. 9 Navy FH-1 Fighter [10]
그림 Fig. 12 Ramp Designed to Cart-wheel Airplane [10]
그림 Fig. 13 Longitudinal Acceleration of Bulkhead at Rear of Cockpit in Unflared Landing Crash [10]
그림 Fig. 14 Longitudinal Acceleration of Dummy's Chest with that of Bulkhead at 18° Unflared Landing Crash [10]
그림 Fig. 10 Crash Area of Unflared Landing Crash [10]
그림 Fig. 11 Crash Area of Ground-loop Crash [10]
표 Table 4 Full-scale FH-1 Landing Crash Test Longitudinal Acceleration at 97.3 knot [10]
그림 Fig. 16 Plan View of DC-7 Test Site [12]
그림 Fig. 17 DC-7 Floor Acceleration at Impact 20° Slope [12]
그림 Fig. 15 Effect of Position on Max Normal Acceleration During Unflared landing Crashes (impact velocity corrected to 95 mph) [11]
표 Table 5 Full-scale C-46 Transport Landing Crash Test [11]
그림 Fig. 18 Estimated Forward G Levels for USAF Cargo Aircraft Crashes [13]
그림 Fig. 19 USAF Cargo Accidents Rate per Year [13]
표 Table 6 Weight(lbs) for Various Cargo Restraint System [4]
표 Table 7 Accidents and Crashes for USAF Cargo [5]
표 Table 8 USAF Cargo Crash Probabilities [4]
그림 Fig. 20 NASA Full-Scale Crash Test Method [15]
그림 Fig. 21 Correlation of Crash Data with Flight Parameters at Longitudinal Axis Direction [15]
그림 Fig. 22 Transition of Crash Load Factor Specification
표 Table 9 Crash Load Factor of JSSG-2006

AI 본문요약
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* AI 자동 식별 결과로 적합하지 않은 문장이 있을 수 있으니, 이용에 유의하시기 바랍니다.

문제 정의

살펴본다. 또한 실기체(real airframe) 추락시험의 내용과 그 결과로부터 도출된 물리적 이해를 통해 현재 JSSG-2006에 기재된 추락착륙 하중 배수의 적절성에 대해 살펴보고자 한다.
이 중 극단적인 상황을 대비한 구조설계 기준으로 추락조건(crash) 이 있다. 추락 상황에서도 조종사의 생존(survivability) 을 보장하고 조종사의 탈출(egress)에 방해되지 않도록 구조물(airframe)을 설계하는 것이 본 기준항목의 목적이다. ‘추락’이라는 용어가 주는 모호성으로 인해 악조건을 포괄적으로 대비하여 마련된 설계기준이라 생각할 수 있겠지만, 과거 수행된 추락시험조건과 구조기준서 내용을 검토해 보면, 항공기가 피치다운 (pitch down) 상태로 지면과 충돌되는 상황을 가정하고 있음을 짐작할 수 있었다.

가설 설정

전방 0~3G는 구조적으로 문제없는 구간이고, NS(Non- Survivable, 생존불가)이상 구간은 생존자가 없어 구조설계에 의미가 없다. 따라서 리스크 분석(risk analysis)에 의미가 있는 3G초과 NS(약12G)미만의 비율을 살펴보면 전체 추락사고의 약21% 차지한다고 가정하였다[4]. 따라서 Table 8과 같이 화물기의 추락사고에서 3G초과 NS미만 확률은, 전체 화물기 추락사고에 21%를 고려한 357, 143 비행시간 당 1번으로 극히 낮은 확률임을 알 수 있다.

제안 방법

1957년, 공허중량 6, 600 lbs급 미해군 전투기 FH- 1(Fig. 9) 5대를 이용하여 5가지의 추락시험을 실시하였다[10]. 즉 3가지 충돌각도의 착륙시험(unflared landing), 그라운드루프(ground-loop)시험, 카트휠 (cart-wheel)시험이다.
3가지 형태(동체 가압된 low-wing 수송기(C-46), 동체 비가압된 low-wing 수송기(C-60A), 동체 비가압된 high-wing 수송기(C-82))의 수송기로 총 8번의 시험을 수행하였다. 시험절차는 2.
둘째, 설계 추락하중배수는 인체허용한계를 통한 조종사의 생존성과 구조물 강도를 함께 고려하여 설정되었다. 의학적으로 조종사의 생존을 보장할 수 없는 가속도 상태까지 구조물을 설계할 필요는 없기 때문이다.
정적(static)개념으로 정의된 값이다[3]. 크게 3개의 구조물 종류(좌석, 장비, 화물)에 대한 추락 하중 배수를 기술하였다. 좌석의 경우, 조종사의 인체허용한계를 고려하여 전투기는 전방40G, 화물기는 전방 20G로 설정하였다.

대상 데이터

화물고정(cargo restraint) 시스템의 효율화를 위한 목적으로 화물기 추락사고에 대한 빈도수 연구가 미공군 ASD(Aeronautical Systems Division) 에의해 실시되었다[4, 13, 14]. 화물기(C-type)와 T-29 항공기에 대한 1962년부터 1976년 7월까지의 사고 전산 자료와 88건의 사고보고서(accident report)를 활용하였다. Table 7과 같이 총 3천5백만 비행시간 중 799건의 사고가 발생하였고 이 중 추락사고(과도한 전방 G)는 461건으로 분류되었다.

이론/모형

여러 상황들의 완벽한 조합으로 구성된 추락 하중 배수 구조설계기준은 1954년 12월에 발행된 미공군 MIL-S-5705 부터이다[3]. Figure 22와 같이 미 공군 기준서(1954년 12월)와 미해군 MIL-A-8629(1953년 8월)를 통합하여 1960년 5월에 MIL-A-8865가 발행되었다.
추락하중배수 연구에 확률론적 접근법을 최초로 적용하였다. 화물고정(cargo restraint) 시스템의 효율화를 위한 목적으로 화물기 추락사고에 대한 빈도수 연구가 미공군 ASD(Aeronautical Systems Division) 에의해 실시되었다[4, 13, 14].

성능/효과

넷째, 화물고정장치의 하중배수 설정을 위하여, 과거 1960~1976년의 화물기 사고조사를 통해 승객의 생존성도 고려하면서 운용비용도 고려한 합리적인 추락 하중 배수가 설정되었음을 확인하였다.
만약 안전벨트를 강하게 조종사 몸을 밀착시키면 오버슈트가 감소될 수 있음을 알 수 있었다. 또한 지면 충돌 시, 구조물 자체의 충격흡수 효과에 의해 항공기의 노즈 (nose)의 가속도보다 동체후방으로 갈수록 가속도의 크기가 작아짐도 알 수 있었다.
항공기가 지면과 충돌하는 순간, 항공기 구조물과 조종석과의 시간지연(time lag)에 의해 조종사가 느끼는 최대가속도(peak acceleration)는, 항공기 바닥구조물 가속도의 약 두배 정도로 증가하는 동적 오버슈트(dynamic overshoot)가 발생하게 된다. 만약 안전벨트를 강하게 조종사 몸을 밀착시키면 오버슈트가 감소될 수 있음을 알 수 있었다. 또한 지면 충돌 시, 구조물 자체의 충격흡수 효과에 의해 항공기의 노즈 (nose)의 가속도보다 동체후방으로 갈수록 가속도의 크기가 작아짐도 알 수 있었다.
셋째, 추락 시 항공기의 물리적 거동을 이해할 수 있었다. 항공기가 지면과 충돌하는 순간, 항공기 구조물과 조종석과의 시간지연(time lag)에 의해 조종사가 느끼는 최대가속도(peak acceleration)는, 항공기 바닥구조물 가속도의 약 두배 정도로 증가하는 동적 오버슈트(dynamic overshoot)가 발생하게 된다.
Figure 2와 같이 12명의 남성지원자를 대상으로 53회 실험을 통해 조종사의 전방/후방, 상방/하방 및 측방에 대한 하중배수 한계를 조사하였다. 순간적인 G(gravity)에 의한 인체허용한계는 가속도 크기뿐만 아니라 가속도 지속시간(duration), 가속도 상승률 (onset rate), 안전벨트(restraint) 종류에 따라 다르게 나타났다. 이를테면 Fig.
19와 같이 추락사고 비율도 해마다 낮아지고 있다. 이런 확률론적 리스크 분석결과를 바탕으로 기존 화물고정 시스템 설계기준을 전방4G에서 3G로 낮추게 되었고, 이로 인해 화물 고정장치들의 제작비용/무게, 하역작업 효율성 등 많은 이득을 얻게 되었다. 수정된 설계기준은 MIL-A- 008865A 와 MIL-A-8421에 반영되었다[4].
이와 같이 현재 전투기급 고정익 항공기에 적용되는 JSSG-2006에서 제시된 추락하중배수는 과거 수많은 시험 결과와 다양한 분석을 통해 항공기별(비화물기, 화물기), 구조물별(좌석, 장비, 화물, 간이침대, 등)로 정리된 설계기준값임을 살펴볼 수 있었다.
좌측 날개끝이 지면과 충돌할 때 전방 4G의 작은 가속도가 측정되었고, 항공기가 좌측 날개끝을 중심으로 180° 요잉을 하고 다시 우측 날개끝이 흙더미와 충돌할 때 전방 9G/측면 약9G의 가속도가 측정되었다. 카트휠 시험결과도 전방/측면가속도 10G 이하로 측정되어, 두 시험 모두 조종사가 안전벨트로 잘 고정되어 있으면 극복할 수 있는 가속도가 측정되었다.
충돌각도 27° 에서 160G의 엄청난 가속도도 측정되었다. 주요한 결과로, Fig. 13의 충돌각도 22° 시험결과, 조종석 뒤쪽 벌크헤드에 전방 35~50G가 측정되었고, 시간에 따라 조종석 구조물은 35G에서 파손이 시작되어 40G 에서 완전파손 되었다. 이는 전방 인체허용한계치와 유사한 값으로 현재 군사규격 JSSG-2006에 적용하고 있는 좌석 설계기준 전방40G 수치를 확인한 추락시험이라 볼 수 있다[4].
주요한 결과로서 전방 8° 경사면과 충돌했을 때 조종석 바닥의 전방G/측면G는 최대 27G/8G 였지만, Fig. 17과 같이 20° 경사면과 충돌했을 때는 인체허용한계를 초과한 최대47G/14G가 측정되었다. 따라서 경사면 각도가 클수록 인체에 치명적인 손상을 줄 수 있다.
좌측 날개끝이 지면과 충돌할 때 전방 4G의 작은 가속도가 측정되었고, 항공기가 좌측 날개끝을 중심으로 180° 요잉을 하고 다시 우측 날개끝이 흙더미와 충돌할 때 전방 9G/측면 약9G의 가속도가 측정되었다. 카트휠 시험결과도 전방/측면가속도 10G 이하로 측정되어, 두 시험 모두 조종사가 안전벨트로 잘 고정되어 있으면 극복할 수 있는 가속도가 측정되었다. 따라서 추락시험 5가지 중 착륙시험이 구조설계에 중요한 요소라 할 수 있다.

참고문헌 (16)

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A. O. Van Wyen, "The Aeronautical Board 1916-1947," Deputy Chief of Naval Operations History Unit, 1947

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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