Vol.14, No.1, pp.28-35 (2020)
회전익 항공기의 장비 장착 지지 구조물의 균열 방지를 위한 설계 개선
방대한
1,†· 이숙
1· 이상훈
1· 최상민
11대한항공기술연구원
Design Improvements for Preventing Crack of Equipment Mounting Structure in Rotary Wing Aircraft
Daehan Bang
1,†, Sook Lee
1, Sanghoon Lee
1and Sangmin Choi
11Korean Air R&D Center
Abstract
This paper presents the design improvements made for the crack which is in the mounting structure of the mechanical structure of rotary wing aircraft. The doubler added to the mounting structure of rotary wing aircraft was designed and manufactured based on the load at the development stage, and a crack was found in the surface of doubler at a certain point during the operation of the aircraft. To identify the cause of the crack, the initial deformation of the structure, which may occur as a result of fastening condition, was considered and the dynamic analysis of the natural frequency of the structure comparing to the blade passing frequency of the aircraft were additionally reviewed. As a result of this study, a shim was added to remove the physical gap of the fastening area, and a doubler with thickened reinforcement was installed. The increase of structural strength is shown by reviewing the results of dynamic analysis for the structural verification of the improved design, and the fatigue evaluation complied to the requirement of the aircraft lifetime.
초초 록록
본 논문은 회전익 항공기의 동체에 특정 장비를 장착하기 위한 지지 구조물에서 균열이 발생하여 이 를 개선하기 위한 목적으로 수행한 연구이다. 회전익 항공기 동체의 스킨(Skin) 구조물에 추가된 지지 구조물인 더블러(Doubler)는 개발 단계에서의 하중을 기반으로 설계 및 제작 되었으며, 항공기 운용 중 특정 시점에 더블러의 표면에서 균열이 발견되었다. 균열의 원인을 찾기 위해서 장비 장착 시 체결 조 건으로 발생할 수 있는 원 구조물의 초기 변형을 고려하고, 항공기 날개 통과 주파수와 해당 구조물의 고유 주파수를 동특성 해석 조건으로 고려 하였다. 이러한 시나리오의 검토 결과로 초기 변형을 유발하 는 패스너 체결 부위의 물리적인 틈(Gap) 제거를 위한 심(Shim)구조물을 추가하고, 두께가 보강된 더블 러를 장착하였다. 개선된 설계의 구조적 검증을 위한 동특성 해석 결과를 검토하여 구조 강도의 증가를 확인하고, 더블러에 대한 피로 평가 수행을 통해 항공기 요구 수명 조건 또한 충족함을 확인하였다.
Key Words : Equipment Mounting Structure(장비 장착 구조물), Design Loads(설계 하중), Crack Prevention(균열 방지), Dynamic Analysis(동특성 해석), Blade Passage Frequency (날개 통과 주파수)
11.. 서서 론론
회전익 항공기의 동체 구조물 중 스킨에 특정 장비 를 장착하는 경우, 국부적인 영역에 금속 판재(Sheet metal)의 더블러(Doubler)를 추가하여 구조물을 보강 한다. 해당 운용 장비가 체결되는 부위는 정적 강도와 Received: Aug.6, 2019Revised: Dec.19, 2019Accepted: Dec.28, 2019
† Corresponding Author
Tel: +82-42-868-6416, E-mail: [email protected]
ⒸThe Society for Aerospace System Engineering
동적 강도를 고려한 해석을 수행하여 구조물의 설계 요구 수명까지 구조 건전성을 충족해야 한다. 본 연구 의 회전익 항공기 동체 구조물은 특정 설계 수명이 요 구되며, 해당 부위 스킨 및 추가 구조물인 더블러도 이에 포함된다. 항공기 운용 장비 중 하나인 스위치 유닛(Switch Unit)은 아래 Fig. 1에서와 같이 동체 내 부에 스트링거(Stringer)들과 스킨 사이에 더블러로 보 강된 영역에 3개의 볼트를 사용하여 장착되며 더블러 는 항공기 외부 스킨 표면에 체결된다.
<내부형상>
<단면형상>
<외부형상>
Fig. 1 Switch Unit Installation in Rotary Wing Aircraft
항공기 스킨과 보강 더블러는 AL2024 재질로 항공 기 동체 구조물의 주요 부재인 스트링거와 함께 리벳 으로 체결하였다. 항공기 운용 중 해당 파트 한계 수 명 이전에 보강 더블러와 볼트 머리가 맞닿는 영역에 서 균열현상이 더블러 표면에서 확인 되었으며, 지속 적인 운용 시 주변 파트까지 해당 균열의 진전이 우려
되었다[1, 2]. 이러한 현상에 대해 본 연구에서는 더블 러에서 나타난 균열 현상의 원인 분석 및 해결에 대한 접근을 하고, 균열 현상 재 발생을 미연에 방지 하기 위해 개선된 설계 형상을 도출하고 구조 해석 및 피로 해석을 통해 신규 설계 형상에 대한 구조 건전성을 입 증하였다.
22.. 균균열열 발발생생 원원인인 분분석석
22..11 균균열열 형형상상
Figure 2와 같이 항공기 내부에 스위치 유닛 장비를 장착하기 위한 체결 볼트 3 곳 중 상부 1 곳에서 육안 으로 식별이 가능한 선 형태의 약 1센티미터 길이의 균열이 보강 더블러 표면에 발생함을 확인하였다.
Fig. 2 Crack Shape in Doubler 22..22 균균열열 발발생생 원원인인
항공기 더블러의 균열 발생 원인을 확인하기 위해서 정적 강도와 동적 요소를 모두 고려하였다. 정적 측면 강도를 고려하기 위해 스위치 유닛 장비 장착부를 아 래 Fig. 3과 같이 단면 형상으로 구현하였다.
Fig. 3 Section View of Equipment Installation
스킨과 더블러는 곡률(Curvature)을 가지며 스위치
유닛 장비의 마운팅 플랜지(Mounting Flange)는 평면
으로 형상에 의한 물리적인 틈(Gap)이 발생하여 장비
장착 시 볼트 체결 강도에 의해 주변부 스킨과 더블러
는 아래 Fig. 4와 같이 국부적인 변형이 발생한다.
Fig. 4 Section View with Initial Deformation
장비 체결 시 체결 부위 형상에 따라 발생한 구조물 의 초기 변형은 주변 구조물에 상당한 국부 응력을 발 생시키며, 항공기 운용 환경에서 발생되는 장비의 진 동 조건과 맞물려 운용 시간에 따라 피로에 대한 건전 성을 확보하지 못할 것으로 판단된다[3, 4]. 또한 동특 성 측면에서도 항공기 운용 중 균열 부위에 발생하는 진동 원인의 인자가 많은 영향을 미친 것으로 판단되 어 비행시험 시 계측한 가속도 운용 조건 및 모달 (Modal) 시험 결과를 이용한 동특성 해석을 수행하였 다.
Table 1 Acceleration Loads (Limit Load Condition)
*중력 가속도
Table 2 Load Case Combination
*중력 가속도
22..33 더더블블러러 균균열열 현현상상의의 정정적적 해해석석
항공기 운용 중 발생하는 Table 1 과 Table 2의 최 대 설계 하중 값으로 균열 부위 강도 평가를 수행하여 볼트 체결력에 의한 스킨 및 더블러의 초기 변형이 해 당 파트 표면의 균열에 미치는 영향을 확인하였다. 먼 저 볼트 체결에 의해 초기 변형이 발생하지 않는 경우 Fig. 5와 같이 하중 조건 #7 에서 균열이 발생한 부분 의 최대 응력은 219 MPa (=f
max)로 발생하는데, 이는 더블러 소재의 항복 응력을 초과하지는 않는다. 또한 강도 측면의 안전 여유는 +1.0을 상회하고 있어 강도 측면에서 여유가 있다고 판단할 수 있다.
Fig. 5 Load Case 7 Strength Check without Initial Deformation
초기 변형에 의한 발생 응력을 도출하기 위해 Fig.
6과 같이 유한 요소 모델을 이용하여 해석을 수행하였 다. 하중은 체결 부위의 틈(Gap) 만큼 변형이 발생 되 도록 압력을 인가하였다. 해석 결과, 초기 변형에 따른 Direction of
Aircraft Acceleration
Longitudinal Vertical Lateral Fore
(-X) Aft (X)
Up (+Z)
Down (-Z)
Left (-Y)
Right (+Y)
3.0G
*3.75G 12.75G 4.5G 7.5G 7.5G
Load
Case X Y Z Condition
#1 -3.0 G
*- - 단일(Single)
#2 3.75 G - - 단일(Single)
#3 - -7.5 G - 단일(Single)
#4 - 7.5 G - 단일(Single)
#5 - - 12.75 G 단일(Single)
#6 - - -4.5 G 단일(Single)
#7 -1.5 G -3.75 G 12.75 G 복합(Combined)
#8 1.875 G 3.75 G -4.5 G 복합(Combined)
#9 -3.0 G -3.75 G 6.375 G 복합(Combined)
#10 3.75 G 3.75 G -2.25 G 복합(Combined)
#11 -1.5 G -7.5 G 6.375 G 복합(Combined)
#12 1.875 G 7.5 G -2.25 G 복합(Combined)
균열 부위의 최대 응력은 211 MPa(=f
int_max)로 도출되 었으며 이는 앞선 설계 하중에 의한 최대 응력 219 MPa (=f
max)과 조합하여 구조 강도 평가에 이용하였다.
초기 변형이 고려된 강도 평가 결과는 아래 Fig. 6에 서와 같이 더블러 소재의 제한 응력과 극한 응력을 상 회하지 않아 영구 변형이 발생되지 않을 뿐만 아니라 구조 건전성을 확보하고 있음을 확인하였다. 하지만 이때 안전 여유는 +0.03으로 현저히 저하됨을 확인할 수 있다.
Fig. 6 Load Case 7 Strength Check with Initial Deformation
22..44 더더블블러러 균균열열 현현상상의의 동동적적 해해석석
정적 강도 평가를 통해 초기변형으로 인한 상당한 초기 응력에도 더블러는 구조 건전성을 보유하고 있으 므로 동특성 측면에서 피로 강도를 확인하고, 균열 원 인을 규명하고자 하였다. 회전익기의 경우 로터로 인 한 구동 주파수가 존재하는데, 장착물 및 지지 구조는 이를 회피하여야 한다[5]. 본 항공기의 날개 통과 주 파수는 19.1 Hz, 84.2 Hz, 88.1 Hz으로 Fig. 7 의 스위 치 유닛 조립체 고유 진동수인 84.3 Hz, 159.0 Hz 와 일부 겹치고 있음을 확인할 수 있다.
Fig. 7 Modal Test Result of Switch Unit
랜덤 해석에 앞서, 유한요소모델 검증을 위해 모드 해석을 수행하고 그 결과를 시험값과 비교함으로써 실 제 강성이 잘 구현되어 있음을 확인하였다. Fig. 8 의
모드 해석 결과는 시험 결과 대비 1차 고유 진동수는 6%, 2차 고유 진동수는 18% 차이를 보이는데, 관심 모드는 1차 이므로 구성된 모델을 랜덤 해석에 적용하 였다.
Fig. 8 Mode Analysis Result of Switch Unit Assy
항공기 날개 통과 주파수와 스위치 유닛 조립체의 고 유 진동수가 일부 겹치는 동특성 측면이 피로 강도에 미치는 영향을 확인하고, 균열의 원인을 규명하기 위 해 비행 스펙트럼을 적용한 랜덤 해석을 수행하였다.
그 후 해당 결과를 이용하여 피로 평가를 실시하였다.
비행 시험 시 해당 구조의 비행 스펙트럼 결과값은 Fig. 9와 같이 보여 주는데, 해석에선 붉은색으로 표시 된 최외곽 값을 적용하였으며 MSC 사의 Nastran을 사용하였다[6].
Fig. 9 Flight Test Result of Switch Unit
랜덤 해석에서 가진점(시험에서는 계측점에 해당)의
변위는 Table 3과 Fig. 10에서와 같이 시험 결과와 유
사하며, 낮은 주파수에서 최대 변위를 보이고 있고 균
열부에서 변위 결과는 가진점과 다르게 80 Hz 근방에
서 최대 변위를 보이는 것을 Fig. 11에서 확인할 수
있다.
Table 3 Excitation Point Displacement Comparison [7]
Rotor Mode
Frequency (Hz)
Acceleration (G)
Displacement(mm) Flight
Test Analysis
1 18.1 0.037 0.028 0.032
2 84.2 0.256 0.008 0.009
3 88.1 0.013 0.000 0.000
Fig. 10 Random Analysis Result – Displacement Excitation Point
Fig. 11 Random Analysis Result – Displacement at Peak Stress Point
Figure 10과 Fig. 11의 최대 변위와 응력이 나타나는 80 Hz 에서 구조물의 응력 분포는 Fig. 12와 같다. 최 대 응력이 나타나는 부위는 더블러의 상단 체결 부위 로 Fig. 2의 균열 발생 부위와 일치하고 있음을 알 수 있다. 피로 평가를 위해 비행시험 스펙트럼에 대한 랜 덤 응력을 정규 분포로 가정하고, 정규 분포 단계 중 3σ 를 적용하여 손상은 4.33%에서 생성된다고 보았을 때 균열 부위 응력은 약 245 MPa 이다. 해당 응력은 더블러 소재의 피로 한도인 124 MPa[8]를 상당히 초
과 하여 피로 건전성이 확보되지 않고 있음을 Fig. 12 을 통해 확인 할 수 있다. 또한 볼트 체결시 국부적으 로 발생하는 변형으로 인한 초기 응력은 피로 수명을 더욱 저하시켜 균열 발생 및 진전을 촉진시키는 인자 로 판단된다. 실제 구조의 해당 부위에서 1 cm 가량의 균열 진전이 발생되어 해석 결과와 일치함을 볼 수 있 다. 이에 따라 스위치 유닛 조립체 고유 진동수와 항 공기 중요 진동수 인접은 피로 건전성을 저하시키는 요인으로 작용하는 것으로 평가 하였다.
Fig. 12 Peak Stress Value 22..55 더더블블러러 균균열열 발발생생 특특성성 조조건건
볼트 체결력에 의한 초기 변형 및 동적 해석 결과 스 위치 유닛 장비를 장착한 더블러의 최대 응력은 소재 의 피로 한도를 상회함을 확인하였다. 따라서 틈이 존 재하는 체결 조건 및 가진 주파수와 고유 진동수가 인 접하는 동특성 환경 조건을 감안하여 설계 개선을 수 행하였다.
33.. 설설계계 개개선선
33..11 설설계계 개개선선 형형상상
볼트 체결력에 의한 초기 변형을 방지하기 위해 Fig.
13과 같이 3D 목업(Mock-up) 모델에서 스킨과 장비
장착 플랜지 사이의 틈은 최대 0.513-0.545 mm 임을
확인하고, 제작 공차를 감안하여 틈을 제거하기 위한
심 파트를 추가하였다.
Fig. 13 Model Consideration for Design Improvement
신규로 추가된 심은 스킨과 동일한 알루미늄 재질을 선택 하였으며, 완벽한 틈 제거를 위해 좌측 윤곽 (또 는 내부) 형상은 마운팅 플랜지와 동일하게 평면이고, 우측 윤곽 형상은 스킨 곡률 형상을 가질 수 있도록 기계 가공 하였다. 항공기 날개 통과 주파수를 회피 하고 스위치 유닛 장비 장착부의 강성을 확보하기 위 해 균열이 발생한 항공기 더블러를 탈거하고 Fig. 14 와 같이 동일 AL2024 재질로 두께는 기존대비 0.46 mm 를 증가시킨 1.27 mm (0.05 inch) 더블러로 교체 하여 구조 및 피로 강도를 확보하였다. 더블러의 두께 가 증가함에 따라 볼트 머리가 안착 되는 3곳은 스팟 페이싱(Spot Facing) 형상을 반영하여 스위치 유닛의 마운팅 플랜지와 볼트 머리가 안착 되는 더블러 평면 을 평행하게 유지하였다.
Fig. 14 Shim Shape Consideration
Table 4에 설계 개선 형상을 요약하였으며, 스위치 유닛 장비 장착 시 체결력 및 접촉 면적 증가를 위해 볼트 머리 하부에 평와셔를 추가하고 심 파트 추가, 더블러 두께 증가 및 평와셔 두께를 고려하여 체결 볼 트의 길이도 변경함으로서 초기 변형을 제거하는 설계 개선 형상을 확정하였다.
Table 4 Design Configuration Comparison
Part 설계 개선 전 설계 개선 후
Switch Unit 동일
Shim - 재질: AL7050
두께: 0.79-1.98 mm
Skin 재질: AL2024 두께: 0.81 mm
Doubler 재질: AL2024 두께:0.81 mm
재질: 동일 두께:1.27 mm Spot Facing
*3곳 추가 Fastener - 볼트 머리 하부 평와셔
*더블러의 볼트 머리 접촉 부분만 편평하게 다듬질하는 작업
33..22 개개선선 형형상상 해해석석 검검증증
설계 개선 형상이 항공기 날개 통과 주파수를 회피하 는지 확인하기 위해서 Fig. 15와 같이 모드 해석을 수 행하고 모달 시험 결과와 비교하였다. 비교 결과, 해석 결과는 모달 시험 값과 5% 정도의 차이로 유사하며, 시험과 해석 모두 항공기 날개 통과 주파수를 회피하 고 있음을 확인하였다.
Fig. 15 Mode Analysis Results
설계 개선 형상의 랜덤 해석 결과 중 최대 응력 지점
의 변위는 Fig. 16에 나타내었다. 개선 전 형상의 결과
와 다르게 80 Hz 근방에서 최대 변위가 나타나지 않
으며, 변위 값 수준 또한 감소한 것을 알 수 있다. 변
경 형상의 1차 모드 (107 Hz) 부근의 변위는 방향이
전환되며 최대값을 가지지만, 그 값은 가진 주파수 영
역에서의 값보다 작게 발생한다.
Fig. 16 Displacement at Peak Stress Point
피로 평가를 위해 Fig. 17과 같이 랜덤 해석 결과 중 최대 응력 값을 가지는 주파수 조건을 확인하고, 정규 분포 단계 중 3σ 를 적용하여 해석을 수행하였다. 그 결과 설계 개선 형상의 응력은 소재의 피로 한도 보다 작은 값을 가지며, 무한 수명을 보유 하는 것으로 확 인하였다.
Fig. 17 Random Analysis Results
44.. 결결 론론
본 논문에서는 회전익 항공기 스위치 유닛 장비 장 착 구조물에 발생한 균열을 체결부 형상에 따른 초기 변형으로 예측하고, 유한요소모델을 이용하여 해석을 수행 하였다. 더블러 균열의 정적 해석 결과, 초기 균 열을 가정하더라도 정적 구조 건전성을 확보함을 확인 하였다. 하지만 모달 시험 및 동특성 해석 결과 스위 치 유닛 조립체의 고유 진동수는 항공기 날개 통과 주 파수와 일부 근접하고 해당 모드에서 최대 가속도가 발생하여 피로 건전성을 확보하지 못하는 것으로 평가 되었다. 해석에서 최대 응력이 발생하는 지점은 균열 발생 부위와 일치하여 동특성으로 인해 균열이 발생되 었음을 알 수 있었으며, 장착 시 발생한 초기 변형 역
시 임계 조건 이외의 운용하중에도 피로 강도를 상회 하기 쉬운 조건으로 작용하였다고 사료된다.
더블러의 강도 및 강성 확보를 위해 두께 증가와 초 기 변형을 방지하는 심을 추가로 적용하여 설계 변경 을 수행하고, 피로 수명 평가를 검증한 결과 설계 개 선 형상은 무한 수명을 가지므로 설계 요구 수명을 만 족함을 확인하였다. 이로써 항공기 운용 중 더블러의 균열 원인을 조기 식별할 수 있었으며, 항공기 동체의 스킨까지 균열이 전파되기 전에 설계 개선을 실시하여 항공기의 비행 안전성을 확보하였다.
본 사례는 정적 건전성이 확보되어도 실제 운용항공 기에 균열이 발생한 사례로, 유사 구조물의 장착 형상 설계 시 진동 등의 운용 환경에서 피로 특성 등의 깊 은 고찰과 추가적인 연구도 지속되어야 할 것으로 판 단 된다.
RReeffeerreenncceess
![Table 3 Excitation Point Displacement Comparison [7] Rotor Mode Frequency(Hz) Acceleration(G) Displacement(mm)Flight Test Analysis 1 18.1 0.037 0.028 0.032 2 84.2 0.256 0.008 0.009 3 88.1 0.013 0.000 0.000](https://thumb-ap.123doks.com/thumbv2/123dokinfo/5101431.326661/5.892.85.423.147.744/excitation-displacement-comparison-frequency-acceleration-displacement-flight-analysis.webp)
