항공기 날개 구조물을 복합재와 금속재가 혼용되어 있어 구조 건전성을 검증하기 위해 최종적으로 전기체 시험을 수행하게 됩니다. 오늘은 전기체 피로시험 결과 분석 논문을 정리해 보았습니다. 개인 공부 목적으로 상세한 내용은 원문을 참고하시길 바랍니다.
(이중현, 조우강, 최항석, 박준식, 차웅, 박민영, 임승규, 장세용, 2019, "복합재 항공기 날개 구조물의 전기체 피로시험 결과 분석", 한국항공우주학회, Vol.2019, pp.82-83)
항공기 날개 구조물 구조 검증 방법
항공기 날개 구조물은 복합재, 금속재가 혼용되어 있습니다. 스킨은 주로 복합재를 이용하고 스트링거, 스티프너 등의 구조물은 금속재를 이용하는 경우가 일반적인데 이런 구조물의 구조 건전성과 피로 설계 수명을 검증하기 위해 피로하중을 적용한 전기체 피로시험을 수행합니다.
금속재의 경우 피로 해석 방법은 Goodman Equation으로 평균응력의 영향을 고려하여 계산되었고 손상 허용해석 방법은 NASGRO 프로그램의 Fatigue Crack Growth Rate(da/dN) 식을 사용하였습니다.
구조 시험 절차
날개의 복합재는 탄소 섬유의 일방향 프리프레그를 준등방성으로 적층 하여 오토클레이브에서 제작하였고 스파, 리브는 탄소 섬유 직조 프리프레그로 제작, 이외 금속재는 알루미늄 합금으로 기계 가공하였습니다. 항공기에 가해지는 하중을 모사하기 위해 날개에 부가되는 하중은 Whiffle Tree 방식을 적용하였고 날개에 가해지는 전단 하중, 굽힘 모멘트, 비틀림 모멘트를 구현하였습니다. 해석에 사용된 FE 모델은 구조물, 조인트 부의 물리적 현상을 상세하게 모델링하였고 피로 시험 하중은 시험 수행 기간을 고려하여 비행, 착륙, 지상, 돌풍 조건에서의 Truncation 된 하중 스펙트럼을 사용하였습니다.
해석, 시험 결과 분석
전기체 피로시험을 통해 각 구조 해석 부위의 스트레인 변형률 값을 획득할 수 있고 이 값을 해석 값과 비교하여 수명 내구성을 평가할 수 있습니다. 해당 시험에서는 각 게이지의 최대, 최소 값을 비교하여 인장 허용 강도, 압축 허용 강도를 만족하는지 확인하여 해석의 타당성을 입증하였으며 요구 수명 피로시험 기간 동안 상세 검사를 수행하여 시험체에 손상 및 균열이 발생하지 않았는지 내구성을 검증했습니다. 이 논문을 통해 항공기 날개 구조물의 복합재 구조가 어떠한지, 전기체 피로시험을 통해 어떤 부분을 검증할 수 있는지 알 수 있었습니다.
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