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문제 정의
- 본 연구에서는 POD 구조의 주요 부재인 장착 러그 및 체결 부의 내구성 및 손상허용 설계를 시험하였다. 내구성 시험은 정적시험과 동적 시험으로 구분하여 수행되었으며, 정적시험에서는 시험편의 각 부분에서 변형률을 측정하여 시험치구의 적합성과 시험하 중의 신뢰성을 확인하였다.
제안 방법
- 본 하중을 가하기에 앞서 치구의 접촉 및 맞물림 등을 점검하고, 시험방 법의 재현성을 판단하기 위하여 3회의 pre-loading을 가하였다. 그 후에 최대하중까지의 하중을 동일한 5단계로 나누어 한 단계에 1, 140 lb의 하중을 부가한 후 변형률을 기록하고 같은 방법으로 하중을 감소시켰다. Fig.
- 본 연구에서는 POD 구조의 주요 부재인 장착 러그 및 체결 부의 내구성 및 손상허용 설계를 시험하였다. 내구성 시험은 정적시험과 동적 시험으로 구분하여 수행되었으며, 정적시험에서는 시험편의 각 부분에서 변형률을 측정하여 시험치구의 적합성과 시험하 중의 신뢰성을 확인하였다. 동적 시험에서는 장착 항공기의 설계 운용 하중 스펙트럼 (loading spectrum)으로부터 산출된 시험 하중 스펙트럼을 부가하면서 4배 설계수명 동안 시험을 수행하여 측정된 자료로부터 내구성을 평가하였다.
- 내구성 시험은 정적시험과 동적 시험으로 구분하여 수행되었으며, 정적시험에서는 시험편의 각 부분에서 변형률을 측정하여 시험치구의 적합성과 시험하 중의 신뢰성을 확인하였다. 동적 시험에서는 장착 항공기의 설계 운용 하중 스펙트럼 (loading spectrum)으로부터 산출된 시험 하중 스펙트럼을 부가하면서 4배 설계수명 동안 시험을 수행하여 측정된 자료로부터 내구성을 평가하였다. 또한 손상허용설계 시험에서 는 피로균열성장 시험을 실시하였다.
- 동적 시험에서는 정적시험에서 최대 응력이 발생한 3지점에 실시간으로 변형률을 측정할 수 있는 장비를 설치하여 항공기의 설계수명의 4배에 해당되는 10회의 하중 스펙트럼을 가해 변형률을 구하였다. Fig.
- 동적 시험은 실 운용 이력을 고려한 비행대 비행 하중 스펙트럼을 이용하여 실시하였다. 시험 하중 스펙트럼 1블록은 1,000 비 행시 간이며 항공기 설계수명이 2, 500 비 행시간이므로 4배 설계수명 동안의 내구성 시험을 위하여 1블록의 하중 스펙트럼을 10회 가하였다.
- 동적 시험에서는 장착 항공기의 설계 운용 하중 스펙트럼 (loading spectrum)으로부터 산출된 시험 하중 스펙트럼을 부가하면서 4배 설계수명 동안 시험을 수행하여 측정된 자료로부터 내구성을 평가하였다. 또한 손상허용설계 시험에서 는 피로균열성장 시험을 실시하였다. POD 러그 부분의 건전성 및 안전성의 확인을 위해 내구성 시험과 같은 조건에서 응력 해석프로그램(ABAQUS)을 이용하여 응력 값을 얻어 비교.
- 실험적으로 균열 부위에 대한 7日값을 얻을 수 없으므로 유한요소 교호법을 이용하여 값을 구하였다. 모델링은 POD에서 러그 부분만을 분리하여 균열의 1/4만을 결합시킨 모양으로 하였다. Fig.
- 정적 시험에서는 피로 하중 조건에서 발생하는 최대하중인 5, 700 lb 까지 단계별로 하중을 가하였다. 본 하중을 가하기에 앞서 치구의 접촉 및 맞물림 등을 점검하고, 시험방 법의 재현성을 판단하기 위하여 3회의 pre-loading을 가하였다. 그 후에 최대하중까지의 하중을 동일한 5단계로 나누어 한 단계에 1, 140 lb의 하중을 부가한 후 변형률을 기록하고 같은 방법으로 하중을 감소시켰다.
- 손상허용 시험은 피로 균열 성장시험과 균열 부위의 7弓해석을 행하여 피로 균열 성장 예측을 실시하였다. 피로 균열 성장시험은 예비 피로 균열을 먼저 형성하였다。예비피로 균열의 형성을 위한 노치의 위치는 변형률이 큰 러그 둘레 하단부로 결정하였다.
- 손상허용 시험을 실시하기 위하여 피로 균열 성장시험을 실시하였다. 미 군사규격서의 요구사항에서 피로 균열 성장시험 시 예비 피로 균열의 길이는 0.
- 동적 시험은 실 운용 이력을 고려한 비행대 비행 하중 스펙트럼을 이용하여 실시하였다. 시험 하중 스펙트럼 1블록은 1,000 비 행시 간이며 항공기 설계수명이 2, 500 비 행시간이므로 4배 설계수명 동안의 내구성 시험을 위하여 1블록의 하중 스펙트럼을 10회 가하였다.
- 175mm)인 1/4 원형의 모서리 균열로 간주한다. 이에 시편에 방전가공(EDM, electrical discharge machining)을 하여 노치를 약 0.1inch(2.5mm)까지 가공하였다. 방전가공 주위는 샌드페이퍼 #1200까지 연마하여 균열 길이 측정을 용이하도록 하였다.
- 정적 시험에서는 피로 하중 조건에서 발생하는 최대하중인 5, 700 lb 까지 단계별로 하중을 가하였다. 본 하중을 가하기에 앞서 치구의 접촉 및 맞물림 등을 점검하고, 시험방 법의 재현성을 판단하기 위하여 3회의 pre-loading을 가하였다.
대상 데이터
- 1과 같다. 17-4PH(casting steeD로 제작된 러그 부분과 A16061-T651로 제작된 체결 부 상판이다. Table 1은 두 재료의 기계적인 물성치를 나타낸다.
- 본 연구에서 시험에 사용된 시편은 두 개의 POD 러그 중 후방러그이며, 시편의 형 상은 Fig. 1과 같다. 17-4PH(casting steeD로 제작된 러그 부분과 A16061-T651로 제작된 체결 부 상판이다.
데이터처리
- 또한 손상허용설계 시험에서 는 피로균열성장 시험을 실시하였다. POD 러그 부분의 건전성 및 안전성의 확인을 위해 내구성 시험과 같은 조건에서 응력 해석프로그램(ABAQUS)을 이용하여 응력 값을 얻어 비교. 분석하였고 손상허용 설계평가에서는 응력 강도 계수 값을 얻기 위하여 유한 요소 교호법을 이용하였다.
- 정적시험에서는 시편에 부착한 15개의 스트레인 게이지에서 얻어진 변형률 측정 결과를 동일한 조건하에 응력해석 결과와 비교하였다. 15곳에서의 변형률은 하중이 증가함에 따라 직선적으로 증가하였다.
이론/모형
- POD 러그 부분의 건전성 및 안전성의 확인을 위해 내구성 시험과 같은 조건에서 응력 해석프로그램(ABAQUS)을 이용하여 응력 값을 얻어 비교. 분석하였고 손상허용 설계평가에서는 응력 강도 계수 값을 얻기 위하여 유한 요소 교호법을 이용하였다.
- 실험적으로 균열 부위에 대한 7日값을 얻을 수 없으므로 유한요소 교호법을 이용하여 값을 구하였다. 모델링은 POD에서 러그 부분만을 분리하여 균열의 1/4만을 결합시킨 모양으로 하였다.
- 피로 균열 성장예측을 위한 응력 강도 계수의 계산은 유한요소 교호법을 이용하여 구하였다. 유한요소 교호법은 물체 내에 존재하는 임의 형태의 삼차원 균열해석에 아주 적합한 방법이다*
성능/효과
- 1) 정적시험 결과 하중이 부과된 상태에서 최대 변형률은 러그 구멍 아랫부분이며 유한요소 해석 결과는 러 그 상부 모서리 부분이다. 동적 시험 결과 2, 500 비행 시간의 설 계수 명동 안 충분히 견딜 수 있는 내구성이 있음을 확인하였다.
- 2) 피로 균열 성장시험 시 POD 러그에 가공된 초기 균열이 성장하지 않았다. 따라서 손상 허용성 평가를 만족하며 미 군사규격서의 요구 조건에 적합함을 알 수 있었다.
- 1) 정적시험 결과 하중이 부과된 상태에서 최대 변형률은 러그 구멍 아랫부분이며 유한요소 해석 결과는 러 그 상부 모서리 부분이다. 동적 시험 결과 2, 500 비행 시간의 설 계수 명동 안 충분히 견딜 수 있는 내구성이 있음을 확인하였다.
- 2) 피로 균열 성장시험 시 POD 러그에 가공된 초기 균열이 성장하지 않았다. 따라서 손상 허용성 평가를 만족하며 미 군사규격서의 요구 조건에 적합함을 알 수 있었다.
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