학술논문 시험평가 부문
회전익기용 연료탱크 Slosh & Vibration 인증시험
Slosh & Vibration Qualification Test for Fuel Tank of Rotorcraft
김 현 기* 김 성 찬* 이 종 원* 황 인 희* 장 기 원**
Hyun-Gi Kim Sung Chan Kim Jong Won Lee In Hee Hwang KI Won Jang
전 필 선** 정 태 경** 하 병 근** 이 기 천*** 신 동 우****Pil Sun Jun Tae Kyung Jung Byung Kun Ha Gui Cheon Lee Shin Dong Woo
Abstract
Rapid turning and accelerated movement of a rotorcraft leads to the slosh and vibration effect of fuel in the fuel tank. Due to the slosh load, the internal component of a fuel tank can be broken and fuel tank skin can be damaged. This is directly related to human survivability. Military specification(MIL-DTL-27422D) requires the verification of the stability of aircraft fuel tank and internal component against slosh & vibration load through the qualification test. This report shows the establishment of slosh and vibration test facility and KUH fuel tank qualification test result.
Keywords : KUH(한국형기동헬기), Fuel Tank(연료탱크), Slosh(출렁임), Pressure Test(압력시험), MIL-DTL-27422D(미 군사 규격)
1. 서 론
회전익기의 연료탱크는 추락 시 승무원의 생존 여 부와 직결되며, 항공기 기체와 다양한 부위에서 체결 되므로 체계 연관성이 상당히 큰 구성품이다. 또한, 미국 등 항공분야 선진국에서 상당한 관심을 갖고 수 십년 간의 노하우를 축척하면서 개발해 온구성품이다.
†2010년 9월 17일 접수～2010년 12월 24일 게재승인 * 한국항공우주연구원(KARI)
** (주)한화
*** 한국기계연구원(KIMM)
**** 국방과학연구소(ADD)
책임저자 : 김현기([email protected])
회전익기 연료탱크의 기능과 소재는 일반 탱크와는 상당히 다르며, 전투기와 같은 고정익 항공기와도 제 작에 적용되는 소재와 설계 개념이 다르다.
일반적으로 항공기는 운용시 급격한 선회 또는 가 속도 운동을 하게 된다. 이런 기동에 의해 항공기 내 부 LRU는 상당한 하중과 진동의 영향을 받는다. 따라 서, 항공기 구성품 개발시에는 가속도 및 진동에 대한 인증시험을 통과해야만 항공기 부품으로 사용될 수 있다.
고정익 항공기에 비해 회전익기의 연료탱크는 더 까다로운 요구조건을 만족해야 한다. 특히 회전익기 연료탱크는 내부에 복잡한 배관이 위치하고 있으며 급격한 기동으로 발생하는 연료의 쏠림은 내부 LRU
에 상당한 하중으로 작용하게 되는데, 급격한 기동에 따른 연료탱크 자체의 찢어짐이나 내부 LRU의 파손 이 발생하지 않도록 설계/제작되어야 승무원의 생존성 을 향상시킬 수 있다.
본 논문은 한국형 기동헬기용으로 개발된 연료탱크 의 slosh & vibration 시험 수행 결과를 제시하고 있다.
한국형 기동헬기 연료탱크는 미군사 규격(MIL-DTL- 27422D)을 기반으로 개발되었으며 Slosh & Vibration 인증시험도 미군사 규격에서 규정하고 있는 절차와 기 준에 따라 수행되었다.
2. 회전익기용 연료탱크 형상 및 소재 특성
한국형 기동헬기의 연료탱크(Fig. 1 참조)는 크게 피 팅부(Fitting)와 외피(Skin)로 구성되어 있다. Fig. 2는 연료탱크에 결합되는 피팅들로써, 금속피팅과 고무로 제작된 스커트로 이뤄진다. 피팅부의 역할은 연료탱크 내/외부 배관을 연결하거나 연료탱크를 항공기 기체에 고정시키는 역할을 한다. 이러한 피팅부는 용도에 따 라 점검창 피팅, 섬프 피팅, 탱크 간 연결 피팅, 환기 용 피팅 등으로 분류된다.
Fig. 1. Fuel Tank of Rotorcraft
연료탱크 외피에 사용되는 소재는 Fig. 3과 같은 적 층구조로 설계 및 제작되었으며 각 층별 주요 기능 및 특성은 Table 1과 같다.
연료차폐층(Fuel Barrier)이 포함된 내층(Inner Layer) 은 연료탱크의 가장 내측에 위치하며, 장기간 보관으 로 발생할 수 있는 연료침투를 방지해준다. 내부보강 층과 외부보강층은 나일론섬유로 구성된 내충돌성 고
무층이며 자체밀폐층을 안팎으로 싸고 있다. Fig. 3의 적층구조 중에서 자체밀폐층은 연료탱크가 피탄되었 을 때 누설되는 연료와 접촉하면서 급속 팽윤하여 누 유를 차단한다.
Fig. 2. Fittings of Fuel Tank
Fig. 3. Material Property of Fuel Tank
Table 1. Materials Function of Fuel Tank
기능 비 고
Inner Layer 연료 차폐 Rubber Inner Reinforce
Layer
연료탱크
강성 유지 Fabric+Rubber Self-sealing Layer 연료 자체밀폐 Sponge
Outer Reinforce Layer
연료탱크
강성 유지 Fabric+Rubber
3. 시험절차 및 요구조건
미군사 규격은 회전익기(Tilt Rotorcraft 포함)에 적용 되는 연료탱크가 갖추어야 하는 요구도와 제반 입증
시험에 대한 상세한 내용을 담고 있다.
입증시험은 소재입증시험인 Phase I과 연료탱크 인 증시험인 Phase II로 구분된다. Phase I 시험은 재료시 편 물성치 시험과 금속 피팅 강도시험 및 상자형 표 준 시제품에 대한 피탄 및 낙하시험 등으로 구성된다.
Phase I 시험을 통과한 경우에 한하여 실제 연료탱크 를 제작하여 Phase II 시험을 수행한다. 본 논문의 Slosh & Vibration 인증시험은 Phase II로써 Fig. 1의 탱 크 중 측면 연료탱크로 수행되었다.
가. 시험 조건
미군사 규격은 Slosh & Vibration 시험수행을 위해 네 가지 시험조건을 규정하고 있다.
1) 시간 : 시험체에 Slosh와 Vibration을 25시간 동시에 부가하여 시험하고, 시험종료 후 15시간의 Slosh 시 험을 추가로 수행한다.
2) Rock : 항공기의 롤 또는 피치운동을 묘사하여 연 료탱크 내부에 있는 연료의 출렁임을 발생시킨다.
이것은 연료의 출렁임에 따른 연료탱크 내부 LRU 영향성을 보기위한 것으로 시험체가 수평자세일 때 기준으로 상하 15°, 총 30°각도로 규정하고 있다.
또한, Rock의 주기는 분당 10회로 규정하고 있다.
3) 진동진폭 : Slosh & Vibration 시험 동안 시험체의 진폭은 두 지점에서 측정 하도록 규정하고 있다.
또한, 두 측정 지점의 진폭방향이 항상 동일하도록 rigidity가 보장된 지점에 센서를 부착하도록 요구하 고 있다. 규정하는 진동의 진폭은 0.032(+0.01/-0.00) inches 이다.
4) 진동주파수 : 진동 주파수는 특정 요구조건이 없다 면, 통상 2,000rpm±100rpm을 사용한다.
나. 시험 절차
Slosh & Vibration 시험은 아래의 절차에 따라 수행 한다.
1) 연료탱크를 실기체 모사 구조물에 장착 후 내부 배관과 장착물을 장착한다. 참고로, 본 인증시험에 서는 항공기 피치에 의해 앞뒤로 연료의 출렁임이 가장 심할 것으로 평가된 측면 연료탱크가 사용되 었다.(Fig. 4)
2) 모든 피팅과 연료탱크 외벽의 자체밀폐 부분은적 절한 접착제를 이용하여 갈색 종이(Brown Paper)를
해당 위치에 부착한다.
3) 연료탱크에 ASTM D471Ref fuel B(또는 JP-8, JET A, JET A-1)를 2/3 가량 채우고 110℉ 규격온도 (43.3±3℃)까지 상승시킨 후, Slosh & Vibration 시 험을 실시한다.
4) 시험 종료 후 압력 시험과 육안 검사를 실시하고 결과를 기록한다.
Fig. 4. Fuel tank for slosh &vibration
다. 시험수행 장비
Slosh & vibration 시험 치구의 구성도는 Fig. 5와 같으며, 진동을 부과하기 위한 진동기와 slosh 구현을 위한 실린더가 포함되어 있다. 가진용 실린더는 진동 부과 방향(x, y, z축, Fig. 6 참조)에 따라 위치변경이 가능하도록 설계되었다. 시험장비 내부 및 카메라 위 치, 온도유지를 위한 Heater 장착위치는 Fig. 7과 같 다. 항공유(JP-8)를 연료탱크에 넣은 후 시험 챔버 내 에서 heater로 가열하여 규격온도까지 상승시킨다. Fig.
8에서 보는 바와 같이 연료탱크 내부의 압력과 온도 측정을 위해 연료탱크 점검창(Access Door Cover)에 각각 2개소와 1개소에 압력센서와 온도센서가 설치되 었다.
Fig. 5. Test configuration for slosh &vibration
Fig. 6. Vibration axis for slosh &vibration
Fig. 7. Test equipment for slosh &vibration
Fig. 8. Sensor positions of pressure and temperature
4. 시험 결과
Slosh & vibration 인증시험은 x, y, z축에 대해 각각 8시간, 8시간, 9시간이 수행되었으며, 이 3종의 시험이 완료된 후 15시간의 추가 slosh 시험이 수행되었다.
본 논문에서는 각 축에 대한 시험결과가 유사하므 로, z축(진동)에 대해서만 부과된 진동주파수, 진동변 위, 압력변위, 온도변위 측정결과를 제시하고 있다.
가. Slosh & vibration 시험
z축 방향의 vibration과 slosh를 9시간 동안 동시에 부과하였다. Fig. 9는 시험체의 slosh 거동을 보여주고 있으며, Fig. 10은 시간경과에 따른 slosh 각도 및 CPM(Cycle Per Minute)측정결과이다. 측정결과에서 보 는 바와 같이 미군사 규격에서 요구하는 시험조건 (10CPM, ±15°)이 충족되고 있으며, 이는 slosh 시험체 가 적절하게 설치되었음을 의미한다.
Fig. 9. Snapshot of slosh test
Fig. 10. Slosh angle and CPM value
Fig. 11은 가진방향과 더불어 진동변위 측정센서의 장착위치를 보여주고 있다. 시험치구 양쪽에 2개의 변 위센서가 설치된 상태에서 상하방향으로 가진되었다.
또한, 가진 주파수는 Fig. 12에서 보는 바와 같이 시 험조건을 만족하는 범위인 2000rpm±100rpm(약 33Hz±
1.7Hz)이다.
Fig. 11. Sensor positions for displacement
Fig. 12. Frequency range for vibration
Fig. 13. Amplitude on the sensor 1
Fig. 13과 Fig. 14는 변위센서 1과 2에서 측정된 진 폭 값이다. 미군사 규격에서는 이 진폭값을 0.032
inch(0.8128 mm)으로 규정하고 있는데, 본 시험에
서는 Max 0.975mm/Min 0.821mm로 시험조건을 잘 만 족하고 있음을 알 수 있다. 또한, Fig. 15와 같이 측정 온도도 시험온도 범위(43.3±3℃)에서 잘 유지되고 있 음을 확인할 수 있다.
Fig. 14. Amplitude on the sensor 2
Fig. 15. Measured temperature value
나. 가압시험
Slosh & vibration 시험 후 연료탱크 누설확인 위해 가압시험을 수행하며, 다음과 같이 미군사 규격에 규 정된 절차를 따른다.
1) 연료탱크를 시험 치구에 장착한다.
2) 연료탱크 주유구를 제외한 연료탱크의 모든 구멍을 밀봉한다.
3) 연료탱크에 Type Ⅲ 유체 또는 ASTM D471 Reference Fuel B(또는 JP-8, JET A, JET A-1)를 2/3 이상 채운다.
4) 연료탱크에 바닥에서 측정된 정상 수두의 1.5배 이 상의 압력을 가한다. 연료탱크에 가해지는 압력은 다음과 같이 계산한다.
• 밀도 = ρ = 840kg/m3 • 중력 가속도 = g = 9.81m/s2 • 연료탱크 수두 = h = 0.380m
• 시험압력(P) = 0.681psig(15.37psi) 이상 5) 연료탱크를 30분 동안 안정화 시킨다.
6) 연료탱크의 압력을 기록하고, 15분 후에 다시 기록 한다. 15분간 압력변화가 없어야 한다.
Fig. 16은 가압시험을 수행하는 현장이며, Fig. 17에 서 15분간 연료탱크 내부 압력변화가 없음을 확인하 였다.
Fig. 16. Pressure test after slosh & vibration test
Fig. 17. Pressure comparison before and after the pressure test(unit : psi)
다. 시험체 검사
시험체 검사는 연료탱크 누설여부, 연료탱크 자체 손상, 내부 LRU 파손여부에 대해 수행된다. 연료탱크 누설여부는 Fig. 18과 같이 연료탱크를 감싸고 있는 갈 색종이(Brown Paper)에 기름흔적 유무로 판정한다. 시 험결과 갈색종이에서 어떠한 누설 흔적도 발견되지 않
Fig. 18. Inspection of leakage
Fig. 19. Visual inspection of fuel tank
Fig. 20. Internal inspection for LRU(Forward)
Fig. 21. Internal inspection for LRU(Backward)
았다. 또한, 항공기 구조물로부터 연료탱크를 분해한 후, 연료탱크 및 내부 LRU에 대한 이상여부를 검사하 였으며, 구조적인 손상이나 변형이 없음을 확인하였 다.(Fig. 19～Fig. 21)
5. 결 론
한국형 기동헬기 연료탱크는 미군사 규격을 기준으 로 하여 개발되었으며, 성능 입증시험도 동일한 군사 규격의 요구조건에 따라 수행되었다.
본 논문의 Slosh & Vibration 시험은 연료탱크 인증 시험 Phase II에 해당하며, 항공기 기동 시 연료 출렁 임에 의한 연료탱크 자체 및 내부 LRU 안전성을 검
증하기 위한 시험이다.
40시간의 Slosh & Vibration 시험기간 동안, 시험체 에서 누유 또는 연료탱크의 손상, 부품 장착부에서의 이상 징후가 전혀 발견되지 않았다. 또한, Slosh &
Vibration 시험 이후에 수행된 가압시험 및 분해 후 육 안검사를 통해서도 구조적인 변형이나 파손의 흔적이 없음이 확인되었고, 내부 LRU(배관, 펌프 등 탑재장 비) 손상도 전혀 발생하지 않았다.
따라서 본 인증시험을 통하여 한국형 기동헬기용 연료탱크는 항공기 운용 시 발생되는 내부유체의 출 렁임 및 진동에 의한 연료탱크 안정성 및 내부 구성 품 장착의 건전성이 검증되었다.
후 기
본 연구는 지식경제부 한국형헬기 민군겸용 구성품 개발사업의 일부이며, 지원에 감사드립니다.
References
[1] Detail Specification for the Tank, Fuel, Crash- Resistant, Ballistic-Tolerant, Aircraft, MIL-DTL-27422D, 30 January 2007.
[2] Flexible Tanks for Use in Aircraft Fuel and Methanol/Water Systems, Defence Standard 15-2/Issue 1, 3 April 1987.
