Vol.14, No.특별호, pp.22-30 (2020)
서 론 1.
1988년에 발생한 알로하(Aloha) 항공사 소속 여객기의
기체 파손 사고는 피로수명 평가에 적용되었던 기존의 감항기준을 수정하게 되는 중대한 계기가 되었다 이어. TOGAA(Technical Oversight Group on Aging Aircraft) 그룹이 발족되어 항공기의 노후화로 인한 피로특성을 분석하는 동시에 피로에 의한 항공기 사고를 예방할 수 있는 인증요건을 마련하였으며 그에 따라 고정익 항, 공 기의 피로 감항인증 요건에 손상허용(damage tolerance) Received: Mar. 05, 2020 Revised: Mar. 26, 2020 Accepted: Mar. 27, 2020
Corresponding Author
†
Tel: +82-42-860-2294, E-mail: [email protected] The Society for Aerospace System Engineering
Ⓒ
충격손상을 고려한 섬유강화 복합재 로터 블레이드의 피로수명 평가
기영중1,†·박재훈1·김성만2· 김지훈3
1한국항공우주연구원 항공연구소,
2한국항공우주산업 주( ), 소형무장헬기 사업본부
3한국산업기술시험원 항공기술센터,
Fatigue Life Evaluation of Fiber Reinforced Composite Rotor Blades Considering Impact Damages
Young-Jung Kee1, , Jae-Hun Park1, Sung-Man Kim2, Gi-Hun Kim3
1Korea Aerospace Research Institute, Aeronautics Research Directorate
2Korea Aerospace Industries, LTD., LAH Program Division
3Korea Testing Laboratory, Aviation Technology Center
Abstract
Composite rotor blades for rotorcraft have an intrinsic vulnerability to foreign object impact from its inherent structural characteristics of insufficient strength in the thickness direction, which may easily lead to internal structure damage. Therefore, defects and strength reducing effects caused by foreign object impact should be considered in fatigue evaluation of composite blades. For this purpose, the flaw tolerant safe-life and fail-safe concepts were adopted in fatigue evaluation since 1980s, and recently those concepts have been replaced by the damage tolerance concept. In this paper, the relevant standards for fatigue evaluation are analyzed focusing on fiber reinforced composite rotor blades used in rotorcraft. In addition, fatigue evaluation procedure of composite blades considering impact damages is proposed by reviewing the practices implemented through domestic development projects.
초 록
복합재 헬리콥터 로터 블레이드는 두께방향으로의 강도가 부족한 구조적인 특성으로 인해 외부 물체의 충돌에 의해 내부 구조물에 손상이 발생하기 쉬운 단점을 지니고 있다 따라서 복합재 블레이드의 피로 . 평가 시 외부 물체의 충돌에 의해 발생하는 결함과 강도저하 현상을 함께 고려해야 한다 이를 위해 내결함. 안전 수명(flaw tolerant safe-life) 및 파손안전(fail-safe) 개념을 이용한 피로평가 방안이 1980년대부터 적용되었으며, 최근에는 회전익 항공기의 감항기준에 위의 두 개념이 손상허용(damage tolerance) 평가 방안으로 대체되었다 본. 논문에서는 회전익 항공기에 사용되는 섬유강화 복합재 로터 블레이드를 중심으로 피로수명을 평가하기 위 한 관련규정을 분석하고 국내 헬기 개발사업 등을 통해 적용된 사례들을, 검토함으로써 충격손상을 고려한 섬유강화 복합재 로터 블레이드의 피로 평가 방안을 제시하였다.
Key Words : Fatigue Evaluation(피로평가), Damage Tolerance(손상허용), Composite Blade(복합재 블레이드),
안전수명 검사주기
Safe Life( ), Inspection Interval( )
개념이 포함되었다[1]. 이후 TOGAA 그룹의 활동 범위는 회전익 항공기 분야로 확대되었으며, 유럽과 미국의 선진 헬리콥터 제작사와 감항당국(airworthiness authority) 인원들로 구성된 RCWG(Rotorcraft Community Working 그룹으로 하여금 그룹을 통해 선정된
Group) TOGAA
인증요건을 만족시킬 수 있는 구체적인 방안을 강구하게 하였다 그에 대한 대표적 결과로 선진 헬리콥터 제작. 사들에 의해 금속재 구조물의 피로 및 손상허용 평가 방안이 백서(White Paper)로 제시되었다 이를 바탕으. 로 는 ARAC(Aviation Rulemaking Advisory Committee) 회전익 항공기의 피로평가 관련 감항기준인 FAR 29.571[2] 을 다루는 29WG 워킹 그룹을 통해 내결함 안전수명(flaw
파손안전 및 안전수명
tolerant safelife), (failsafe)
개념에 따른 피로평가 요건이 감항기준에 (safelife)
반영되었다. 그러나 이러한 피로평가 방안은 피로에 의한 균열 발생(crack initiation)과 성장(crack growth) 에 의한 피로파괴(fatigue failure) 특성을 평가하기에 제한 적이며 특히 충격 손상, (impact damage)에 의한 복합재 구조물의 강도저하 현상을 평가하는데 한계가 있다.
따라서 관련된 한계점을 해결하는 동시에 복합재 구조물의 특수한 거동 특성을 다룰 수 있도록 FAR 29.573[3]
요건이 2011년에 고시되었으며 점차 활용이 확대되고 , 있는 복합재의 피로평가에 적용되는 감항기준 요건을 확립하는 동시에 복합재의 구조적인 특수성을 고려할 수 있도록 하였다.
섬유강화 복합재 로터 블레이드의 피로수명을 평가
하기 위해서는 제작결함(manufacturing flaw)과 항공기 운용 중 발생 가능한 충격손상을 함께 고려하는 것이 필요하다[3]. 특히 외부 물체의 충돌에 의해 발생하는 충격손상은 위협요소의 분석과 함께 손상의 형태 크기, , 위치 및 이를 식별을 위한 검사기준도 제시되어야 한다.
따라서 본 논문에서는 복합재 블레이드의 제작 공정과 항공기 운영과정에서 외부 물체의 충돌 위협요소에 따른 손상유형을 검토하였으며, 이를 기반으로 제작결함과 충격손상이 적용된 블레이드 시편을 이용한 피로시험과 수명평가 방안을 제시하였다.
감항기준 분석 2.
회전익 항공기의 복합재 구조물에 대한 피로수명 평
가는 감항기준 요건인 FAR 29.573과 그에 따른 FAA
권고회람서 AC 292C[4]에 따라 손상허용 개념을 적용 하여 수행할 수 있다 또한 피로수명 평가시 온도. , 습도 등의 환경적인 요소와 함께 복합재 구조 내부의 내재 적인 결함을 고려해야 하며 우발적인 충격의 위협, 요소 평가를 통해 손상의 적용 위치 유형 크기 및 검사방법 , , 등을 선정하여야 한다 특히 외부 물체에 의한 충격. 손상의 육안 식별 가능여부에 따라 회전익 항공기의 복합재 구조물에 대한 피로수명 평가 방법을 아래와 같이 구분하여 적용할 수 있다.
내손상 안전수명
(Damage Tolerant SafeLife) 평가
교체시기 설정
․ (replacement time)
․ 육안식별이 불가능한 손상(BVID)을 포함하며 제작, 공정 및 운용 중 예상되는 실제적인 충격손상에 대해 구조물의 잔류강도(residual strength)가 극한하중
을 지지할 수 있어야 함 (ultimate load)
손상의 성장을 고려하지 않음
․ (nogrowth)
․ 시험하중의 특성에 따라 SN 시험법 및 수명시험법 적용
(Life Test Method)
내손상 파손안전(Damage Tolerant FailSafe) 평가
검사주기 설정
․ (inspection interval)
․ 운용 중 검사를 통해 육안으로 식별이 가능한 손상 을 포함하며 손상이 존재하더라
(VID) , 도 구조물의
잔류강도가 제한하중(limit load) 이상의 하중을 지지할 수 있어야 함
손상을 식별할 수 있는 검사방법이 제시되어야 함 ․
․ 결함의 성장 특성(no/slow growth, arrested growth) 을 고려하여 검사주기를 설정함
복합재 구조물의 피로평가 과정에서 잔류강도 입증에 대한 요건은 FAA 권고회람서 AC 29-2C에 따라 Fig. 1 과
Fig. 1 Residual Strength vs. Time[4]
같이 식별된 손상에 대해 적절한 수리절차가 진행되어야 하며 결함의 성장 특성에 따라 제한하중 또는 극한, 하중을 지지할 수 있음을 입증해야 하는 사항으로 제시 되어 있다.
제작결함 및 충격손상 3.
제작결함 3.1
복합재 블레이드 내부의 주요 구성품은 회전에 의한
원심력과 공기력 분포에 의한 굽힘 하중을 지지하기 위한 스파(spar), 공기역학적인 외부 형상을 유지하며 비틀림 강성을 유지하기 위한 스킨(skin), 블레이드 성형 과정에서 필요한 내압을 발생시키는 폼 코어(foam core) 등으로 구분할 수 있다 일반적으로 스파 제작에는 원. 심 력과 굽힘 하중에 의한 인장응력 상태(tensiontotension
를 효과적으로 지지할 수 있도록 일방향 유리섬유 state)
를 사용하며 스킨은 블레이드 비틀림에 의한 (glass UD) ,
전단하중을 지지할 수 있도록 직조된 탄소섬유(carbon 를 적용하고 있다 또한 스파와 스킨에 적용되
fabric) . 는
유리 및 탄소 섬유 복합소재는 열경화성 에폭시 수지가 함침된 프리프레그(prepreg) 형태이며, 복잡한 내부 형상과 적층패턴을 구현할 수 있도록 숙련된 작업자에 의해 적층 과정(hand layup)을 거치게 된다 따라서 . 제작공정 중에 발생 가능한 결함은 작업자의 적층과정
에서 외부 이물질의 유입에 따라 발생하는 경우가 대부 분이다. 또한 복합소재 적층이후 오토클레이브(autoclave) 를 통해 열과 압력을 동시에 가하여 성형과 접합을 수행 하게 되며 이 과정에서 복합소재의 정상적인 접합이 , 형성되지 않을 경우 층간분리(delamination), 기공(porosity), 접합불량(debonding), 주름(wrinkle) 및 에폭시 수지의 불균일 분포(resin rich/starvation) 등과 같은 제작결 함이 발생할 수 있다 따라서 블레이드 제작 과정에서 . 발생 가능한 결함은 본격적인 생산 이전에 수행되는 시험제작(PPV, PreProduction Verification) 과정을 통해 확인할 수 있으며 반복적인 결함 형태로 식별이 , 가능하다. 대표적인 제작결함의 형태와 크기 및 발생 위치를 Table 1에 제시하였다 또한 . Fig. 2는 제작공정 분석을 통해 결정된 결함을 고려하여 피로평가를 수행 할 수 있도록 블레이드 시편에 포함된 인공결함(artificial flaw)의 Xray 검사 결과를 보여주고 있다.
충격손상 3.2
요건에 제시된 바와 같이 회전익 항공 FAR 29.573
기의 비행 안전성에 치명적인 영향을 줄 수 있는 복합재 구조물은 주요구조요소(Principal Structural Element)로 선정되어야 한다 또한 해당 구성품의 피로. 수명을 평가
Fig. 2 Non-destructive Inspection Results (X-ray, Artificial Manufacturing Flaws)
Table 1 Manufacturing Flaw Type and Location
Type Location
void
blade-root spar upper/lower skin blade-mid,
tip
spar
upper/lower spar interface
surface wrinkle
blade-root spar upper/lower skin blade-mid,
tip
T/E roving tape upper/lower skin
resin rich, starvation
blade-root upper/lower skin skin joggle blade-mid,
tip
upper/lower skin skin joggle depression blade
root/mid/tip
foam spar
하기 위해서는 충격손상의 영향을 고려해야 하며 적용 , 가능한 충격손상의 형태와 크기 및 적용 위치는 제작 공정과 항공기 운용과정 중 발생 가능한 위협 요소의 분석을 통해 결정되어야 한다 항공기 운. 용 과정에서 발 생할 수 있는 충격손상의 위협요소는 Table 2 제시된에 바와 같이 활주로 또는 비행 중 운용 과정 중에 외부 물 체의 의한 충돌(FOD, Foreign Object Damage)과 작업 인원의 부주의에 의해 가해지는 충격 및 공구 낙하로 인한 손상임을 확인할 수 있다.
외부 물체의 의한 충격 또는 작업자의 부주의에 의한 충격으로 인해 발생하는 손상은 육안검사를 통한 식별 가능여부에 따라 발견하기 힘든 손상인 BVID(Barely 와 육안을 통해 식별이 가능한 Visible Impact Damage)
로 구분할 수 CVID(Clearly Visible Impact Damage)
있다. BVID를 포함한 구조물의 경우 피로시험 과정을 통해 반복하중이 부가된 이후 극한하중을 지지할 수 있어야 하며, CVID가 적용된 경우에는 구조물의 잔류 강도가 제한하중 이상을 지지할 수 있어야 한다 따라서. 복합재 로터 블레이드의 피로수명 평가를 위해서는 블레 이드 시편에 적용된 충격손상의 육안식별 여부를 결정 할 수 있도록 피로시험 수행 이전에 충격손상 적용을 위한 사전시험 수행이 필요하며, 이를 통해 BVID와
를 구분할 수 있는 경계 값을 결정할 수 있다
CVID .
블레이드 시편에 충격손상을 적용하기 위해서는 일반 적으로 직경이 25.4 mm인 구형 충돌체를 사용하며 구, 형 충돌체의 낙하 거리 또는 속도 조절을 통해 블레이드 시편에 적용되는 충격에너지 값을 조절할 수 있다 충격. 손상을 적용하기 위한 낙하시험기와 블레이드 시편 및 고정치구의 형상을 Fig. 3에 나타내었다 낙하시험기는 .
모델로 낙하 거리는 최대
Instron9250VH 125 cm,
중량은 최대 14.7 kg이며 구형 충돌체의 자유낙하에 의, 한 충격에너지 적용 범위는 3∼945 J 수준이다. BVID와 를 구분하기 위한 경계를 확인하기 위해 블레이드 CVID
시편에 적용되는 충격에너지를 여러 단계로 구분하였 으며 복합소재와 열경화성 수지의 손상 발생여부 식, 별이 용이하도록 블레이드 표면에 도포된 페인트를 제 거한 이후 충격손상 적용 시험을 수행하였다 충격손상. 적용 시험에 사용된 블레이드 시편과 적용된 충격에너지 수준에 따른 육안검사 결과를 Fig. 4에 제시하였다 품. 질 관리 자격요건을 갖춘 전문 검사자의 육안검사를 통해
와 생성을 구분할 수 있는 충격에너지의 BVID CVID
경계를 검토하였다 그 결과로 . BVID 생성을 위한 최대 충격에너지 값은 17 J로 확인이 되었으며 피로수명 평, Table 2 Impact Threats and Energy Level [5,6]
Impact threats Energy level (Joule) Damage
induced during aircraft
operation
runway stones 5~136 tire debris "
hailstone 1~5
Damage induced during maintenance
stowed baggage 36 dropped tools 9 dropped parts 14 foot traffic impact 41 edge/corner impact 22 terrain objects impact 51
impact aircraft
refueling nozzles 15 impact by pneumatic
ground start coupling 8
Fig. 3 Impact Test Equipment and Blade Specimen Fixture
가에 사용되는 블레이드 시편의 구조적인 취약부에 동일한 값의 충격에너지를 적용하여 BVID를 생성할 수 있도록 하였다.
피로시험 수행 4.
시험치구 및 시험하중 적용 4.1
제작공정 중 발생 가능한 결함과 외부 충격에 의한
손상이 함께 포함되어 있는 복합재 로터 블레이드의 내손상 안전수명 평가를 위해 블레이드 내부에 적용된 결함의 성장을 허용하지 않으며(nogrowth), 기 적용된 결함에 의해 또 다른 결함을 발생시키지 않아야 하는 요구도를 설정하였다 또한 피로시험을 통한 반복하중 . 부가 이후에도 극한하중을 지지할 수 있음을 입증해야 하는 잔류강도 요구도를 함께 설정하였다 따라서 이. 러한 요구도를 고려하여 블레이드 시편에 시험하중을 부가하는 방법은 AC 29.573에 제시된 바와 같이 수명 시험법과 SN 시험법을 검토하였다 이중 수명시험법. 은 항공기의 전체 운용시간을 기준으로 복합재 구조물에 작용하는 하중스펙트럼을 구성하여 최소 배수 이상의 1 하중을 부가한 이후 제한하중 이상의 하중에 대해 구조
적인 파손 없이 지지할 수 있음을 보임으로써 안전수 명을 입증하는 방법이다 또한 . SN 시험법은 복합재 구조물 제작에 사용된 각각의 복합소재별 피로한계 (fatigue limit)를 획득하기 위해 수행되는 것이 특징이 며, 3 5∼ 단계로 구분된 일정 진폭의 동하중을 누적 106 이상의 사이클로 부가한 이후 구조물의 파손 없이 극한하중을 지지할 수 있음을 입증하여야 한다 특히 회. 전익 항공기는 예측된 하중스펙트럼의 변동 가능성이 높아 비행시험을 통해 이를 확인 보정하는 과정을 거· 치게 되며 항공기의 운용한계 변경을 통해 전체적인 , 하중스펙트럼의 재구성 가능성이 높다. 따라서 SN 시험방법은 하중스펙트럼이 변경되더라도 피로시험을 통해 확보된 피로한계와 최종적으로 결정된 하중스펙 트럼을 이용하여 누적손상 평가함으로써 안전수명을 도 출할 수 있어 회전익 항공기의 동적 구성품에 대한 수 명 평가에 활용되는 대표적인 방법이다.
복합재 블레이드의 피로 평가를 위해 사용되는 시편의 형상은 실제 운용 과정에서 작용하는 하중의 특성과 내부의 구조적인 특성에 따라 Attachment 부위와
부위 시편으로 구분하여 피로시험을 수행하였
Airfoil 다.
부위 시편의 피로시험은 원심력과 굽힘 Attachment
하중을 지지하기 위해 블레이드 루트(blade root) 부위에 적용된 로빙 스파(roving spar)의 피로특성을 평가하기 위한 것이며, Fig. 5(a)와 같이 블레이드 루트 부위를 시험치구에 고정한 이후 블레이드 끝단에 원심력과 플랩 및 래그 모멘트를 동시에 부가하여 피로시험을 수행하였다 또한 . Airfoil 부위 시편에 대한 피로시험은 블레이드 중앙 부위(blade midsection)에서의 스킨 (skin)에 대한 피로특성을 평가하기 위해 수행되었으며,
에 나타낸 바와 블레이드 시편의 중앙 부위에 Fig. 5(b)
위치한 시험단면 근처에 베어링 서포트(bearing support) 를 장착한 이후 블레이드 끝단에 원심력과 플랩 및 래그 모멘트를 동시에 부가하여 피로시험을 수행하였다.
및 부위 시편에 적용되는 원심력
Attachment Airfoil 은
유압 작동기(hydraulic actuator)를 이용하여 부가하였 으며 플랩 및 래그 모멘트는 전기모터와 연결된 회전 , 디스크의 편심거리를 수직방향으로 적용하여 부가하였다.
특히 블레이드 시편에 부가되는 플랩 모멘트와 래그 모멘트의 비율(moment ratio)은 블레이드 시편의 장착 각을 통해 변경이 가능하도록 하였다 내손상 안전수. Fig. 4 Visual Inspection Results of Damaged Blade
Specimen
명을 평가하기 위한 블레이드 시편에 대해 목표 사이 클까지 피로시험 하중을 부가한 이후 극한하중 지지여 부를 확인하기 위한 잔류강도 확인시험을 수행하였다.
잔류강도 확인시험은 정적구조시험에 적용된 하중을 동일하게 적용하거나 정적구조시험 하중 적용시 시험, 단면(test section)의 변형률(total strain)과 동등한 수준이 되도록 동적하중을 부가하여 수행하였다 잔류강. 도 확인시험시 목표하중에 도달하기 위해서는 대변형 의 특성을 갖는 블레이드의 구조적인 특성을 고려해야 하므로, Fig. 6과 같이 블레이드 시편의 중앙부위에 크 레인을 연결하여 수직하중을 부가하는 동시에 블레이드 의 장착각 조정을 통해 시험단면에 적용되는 플랩과 래그 모멘트의 적용 비율을 조절할 수 있도록 하였다.
피로수명곡선 생성 4.2
블레이드 제작에 사용된 복합소재의 특성상 피로평
가에는 변형률 기반의 EN curve 적용하는 것이 용이 하며 이를 위해서는 시편에 부가되는 시험하중 측정이, 필수적이다 따라서 . Attachment 및 Airfoil 부위 시편에 부착된 fullbridge 회로를 통해 플랩 모멘트와 래그 모멘트를 측정하였으며 원심력은 유압작동기에 부착, 된 로드셀을 통해 측정하였다 특히 개의 스트레인 게이. 4 지로 구성된 fullbridge 회로의 경우 피로시험 하중을 부가하기 이전에 모멘트와 브릿지 회로의 출력 전압에 대한 상관관계 분석을 통해 보정계수(calibration coefficient) 를 선정하였으며 이후 피로시험 과정에서 플랩 및 래그 , 브릿지 회로를 통해 출력되는 신호와 보정계수의 연산을 통해 모멘트 하중을 측정하였다[7]. 블레이드 제작에 사용된 복합소재의 평균 피로수명곡선(Mean EN curve)은 Eq.(1)에 제시된 Wöhler Eq.을 이용하여 생성 (a) Attachment Component Test-rig
(b) Airfoil Component Test-rig Fig. 5 Blade Fatigue Test-rig Configuration
Fig. 6 Residual Strength Proof-test
하였다 또한. , Eq.(2) (4)∼ 에 제시된바와 같이 측정 데이 터의 산포()와 시험데이터의 통계적 분석에 따른 신 뢰도(), 파손확률() 및 시편수량()의 함수로 정 의되는 저하계수()를 적용함으로써 누적손상 평가를 위한 안전수명곡선(Safe EN curve)을 생성하였으며, 그 결과를 Fig. 7에 제시하였다.
·
: mean fatigue limit · , : material constant · : number of cycle
(1)
log
log
· : knockdown factor · : standard deviation
(2)
· : const. corresponding to risk of 10-6 · : const. corresponding to confidence of 90%
· : number of test specimen ·
(3)
log log
(4)누적손상 및 수명 평가 4.3
회전익 항공기의 전체 운용시간을 기준으로 각각의
비행임무에 따라 로터 블레이드에 작용하는 하중스펙 트럼을 구성할 수 있으며 블레이드의 주기적인 회전 , 특성으로 인해 하중스펙트럼은 정적인 하중과 동적인 하중을 포함하고 있다 그러나 피로수명 평가에 적용. 되는 수명곡선은 동적인 하중만을 고려하여 평가된 결과
이므로, 수명곡선에 하중스펙트럼을 적용하여 누적 손상을 평가하기 위해서는 하중스펙트럼의 정적 및 동적 하중을 이용하여 Eq.(5)∼(7)에 따라 등가의 동적하중 (equivalent alternate load)으로 변환하여 적용하였다.
Fig. 7 E-N Curves for Composite Materials
· : centrifugal load
· , : flap/lag bending moment · , , : section/flap/lag stiffness
(5)
,
· : equivalent strain
· , : dynamic/steady strain
(6)
· : failure strain ·
(7)
⋯
· : total damage · : damage index
(8)
Safe Life
(9)
Table 3 Design Spectrum Load, Rotor System
또한 누적손상 평가를 위한 하중스펙트럼을 구성하기 위해서는 항공기의 비행임무를 수행하기 위해 필요한 기동의 형태와 순서를 정의해야 하며 기동 형태별로 , 전체 항공기의 운용시간에 대한 비율(time percentage) 을 설정함으로써 Table 3과 같이 기동 형태별 정적 동적 · 하중과 그에 따른 누적 사이클 수를 설정할 수 있다.
따라서 기동 형태별 하중과 Eq.(5)∼(7)을 이용하여 평가된 등가의 동적 변형률을 블레이드 피로시험을 통해 획득한 복합소재별 안전수명곡선에 적용하고, Miner’s 에 따른 누적손상을 검토하여 피로수명을 평가 Rule
하였다 또한 복합재 블레이드의 피로수명은 . Eq.(9)에 제시된 바와 같이 하중스펙트럼에 의한 저주기 피로
하
(LCF, Low Cycle Fatigue) 중과 고주기 피로(HCF,
하중을 모두 고려하여 평가될 수 High Cycle Fatigue)
있도록 하였다 저주기 피로 하중은 . Fig. 8과 같이 1회 비행시 이륙과 착륙을 통해 발생하는 최대 변화하중
을 의미하며 고주기 피로 (GroundAirGround cycle) ,
하중은 로터의 회전에 따라 발생하는 주기적인 반복하 중을 의미한다 로터 블레이드의 하중스펙트럼을. 이용 하여 피로시험을 통해 획득한 복합소재의 안전수명 곡선에 적용함으로써 저주기 및 고주기 피로 누적손상 을 평가한 결과를 Fig. 9에 나타내었다.
결 론 5.
본 논문에서는 회전익 항공기의 복합재 피로평가에
대한 감항인증 FAR 29.573 요건에 따라 블레이드 시 편을 이용한 시험과정과 시험데이터를 이용한 피로수명 평가 과정을 제시하였다. 특히 제작공정 또는 항공기 운영 과정에서 작업자의 부주의 또는 외부 물체의 충 돌에 의해 가해지는 충격손상의 형태와 크기 및 적용 위치에 대한 사례를 분석하였으며, 육안식별 여부에 따라 구분이 가능한 BVID 및 CVID의 경계값을 결정 하기 위한 수행과정과 판단기준을 제시하였다. 또한, 복합소재의 특성상 충격손상을 적용하는 과정에서 동 일한 충격손상이 적용되더라도 손상에 의한 결함 형태의 변화가 다양하게 나타났으며 이를 합리적으로 통제하, 기 위해서는 충격손상이 적용될 때 블레이드 시편의 기하 학적 경계조건이 동일하게 유지되는 것이 중요한 요소 임을 확인할 수 있었다 블레이드 시편에 적용되어 있는 . 결함과 손상의 크기가 성장하지 않는 조건을 통해 내손상 안전수명을 평가하기 위한 블레이드 시편의 형상과 그에 따른 시험하중 적용 방법을 제시하였으며 시험하중을 , 부가 완료한 이후 잔류강도 확인시험을 위한 과정을 제시하였다. 또한, 블레이드 피로시험을 통해 도출된 복합소재의 피로수명곡선과 설계 스펙트럼 하중에 의한 누적손상 분석을 통해 내손상 안전수명 평가 절차를 제시하였다 본 논문을 통해 제시된 블레이드 시편 형상. 과 시험치구, 시험하중 적용 및 피로수명 평가 절차 등이 향후 유 무인 회전익 항공기의 복합재 구조물에 대한 피로· 수명 평가와 더불어 비행 안전성을 높이는데 활용될 수 있기를 기대한다.
Time Low cycle fatigue load
High cycle fatigue load
One- flight Load
Fig. 8 Low Cycle and High Cycle Fatigue Load
a) Low Cycle Fatigue
b) High Cycle Fatigue
Fig. 9 Cumulative Damage Evaluation Results
후 기
본 연구는 산업통상자원부 소형무장헬기 연계 민수“ 헬기 핵심기술개발사업 과제 중 일부이며 지원에 감” , 사 드립니다.
References
[1] R. A. Everett, “RTO-MP-24: Application of damage tolerance principles for improved airworthiness of rotorcraft”, Proc.
of the RTO Applied Vehicle Technology Panel, Corfu, Greece, pp. T1~T10, Apr. 1999.
[2] Federal Aviation Administration, “FAR 29.571: Fatigue evaluation of structures”, Washington D.C., USA, Amendment 29-28, Nov. 1989.
[3] Federal Aviation Administration, “FAR 29.573: Damage tolerance and fatigue evaluation of composite rotorcraft structures”, Washington D.C., USA, Amendment 29-59, Dec. 2011.
[4] Federal Aviation Administration, “AC 29-2C: Certification of transport category rotorcraft”, Washington D.C., USA, Change 8, July 2018.
[5] Federal Aviation Administration, “DOT/FAA/AR-96/111:
Advanced certification methodology for composite structures”, National Technical Information Service, Springfield, UAS, Sep. 2017.
[6] T. N. Cook, M. G. Adami, R. R. DiGenova and D.
P. Maass, “USAAVRADCOM-TR-80-D-16: Advanced structures maintenance concepts”, U.S. Army Air Mobility Research and Development Laboratory, Fort Eustis, USA, Jun. 1980.
[7] Y. J. Kee and S. W. Lee, “Measurement apparatus of aerodynamic load for rotor blade and calibration method”, Korea Aerospace Research Institute, KR20110078999A, Jul. 2011.
![Fig. 1 Residual Strength vs. Time[4]](https://thumb-ap.123doks.com/thumbv2/123dokinfo/5101399.326653/2.918.487.800.912.1096/fig-residual-strength-vs-time.webp)
