무역과 환경에 관한 WTO 및 EU의 입장과 전망

이광은(Gwang Eun Lee) 한국유럽학회 2001 유럽연구 Vol.14 No.-

가압 히트 블랑켓을 이용해 수리한 복합재 적층판의 인장피로강도 연구

이광은(Gwang-Eun Lee),채송수(Song-Su Chae),박성민(Seong-Min Park),권진회(Jin-Hwe Kweon) 한국항공우주학회 2017 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2017 No.11

복합재 스카프 조인트에서의 마이크로 볼트 보강에 대한 타당성 연구

이광은 ( Gwang-eun Lee ),성정원 ( Jung-won Sung ),권진회 ( Jin-hwe Kweon ) 한국복합재료학회 2019 Composites research Vol.32 No.1

스카프 접착 조인트를 마이크로 볼트로 보강하였을 때, 볼트의 보강효과를 얻을 수 있는지를 시험으로 연구하였다. 스카프 형상에 따른 조인트 보강효과를 확인하기 위해 3가지 스카프비(1/10, 1/20, 1/30)를 고려하였다. 접착면적에 따른 핀의 밀도를 동일하게 유지하기 위해, 1/10, 1/20, 1/30 스카프비를 가지는 조인트에 각각 16, 32, 48개의 볼트를 보강하였다. 기준값을 획득하기 위해 접착제로만 체결된 조인트와 마이크로 볼트만 사용한 조인트에 대한 시험도 수행하였다. 시험 결과 접착제만 적용한 경우, 각 스카프비(1/10, 1/20, 1/30)에 따른 파손하중은 29.7, 39.6, 44.8 kN로 나타났다. 마이크로 볼트로 보강한 경우 파손하중은 스카프비에 따라 각각 28.4, 37.2, 40.1 kN으로 나타났는데, 순수 접착 조인트 파손하중의 96, 94, 90%에 해당한다. 마이크로 볼트만 사용한 경우, 파손하중은 접착 조인트 인장강도의 13-25%에 불과하였다. 스카프비 1/10 조인트의 피로시험 결과 접착제와 볼트를 동시에 사용한 하이브리드 조인트의 피로강도가 접착제만 사용한 경우의 피로강도보다 증가하였지만, 증가율은 2-3%로 미미하였다. 본 연구를 통해 박리응력이 파손의 주원인이 되는 구조물에서와 달리, 전단응력이 파손의 주원인이 되는 스카프 조인트의 경우 마이크로 볼트의 보강효과는 나타나지 않는 것을 확인하였다. The reinforcement effect of micro-bolt for a bonded scarf joint was investigated. Three scarf ratios of 1/10, 1/20, and 1/30 were considered to examine the effect of scarf patch configuration on joint strength. To maintain the same density of micro-bolt, 16, 32, and 48 bolts were installed in the scarf joint specimens with scarf ratios of 1/10, 1/20, and 1/30, respectively. Tests were also carried out on the joints that are bonded with only adhesive and that are fastened with only micro-bolts to obtain reference values. The average failure loads of the adhesive joints with scarf ratios of 1/10, 1/20, and 1/30 were 29.7, 39.6, and 44.8 kN, respectively. In case of micro-bolt reinforcement, the failure loads at the same scarf ratios were 28.4, 37.2, and 40.1 kN, respectively, which corresponds to 96, 94, and 90% of the pure adhesive joint failure loads. In the case of using only micro-bolts, the failure loads were only 13-25% of the average failure loads of pure adhesive joints. Fatigue test was also conducted for the joints with scarf ratio of 1/10. The results show that the fatigue strength of hybrid joints using both adhesive and microbolts together slightly increased compared to the fatigue strength of adhesive joint, but the rate of increase was small to 2-3%. Through this study, it was confirmed that the reinforcement effect of micro-bolt is negligible in the scarf joints where shear stress is dominating the failure, unlike in the structure where peel stress is dominant.

회전익 항공기 메인로터 블레이드 트림 탭 내구성 개선연구

이광은(Gwang-Eun Lee),구정모(Jeong-Mo Koo),나성현(Seong-Hyeon Na),김민호(Min-Ho Kim) 한국산학기술학회 2021 한국산학기술학회논문지 Vol.22 No.7

회전익 항공기에서 메인로터 블레이드는 메인기어 박스(MGB : Main Gear Box)로부터 동력을 전달 받으며, 항공기의 양력, 추력 및 방향력을 제공하는 기능을 수행한다. 하지만, 블레이드 제작 편차로 인해 불가피하게 양력의 편차가 발생하게 되며, 이를 해결하기 위해 블레이드에 두 개의 알루미늄 판재를 접착한 트림 탬을 부착하여 블레이드 동적밸런싱, RTB(Rotor Track & Balancing) 과정에서 양력의 편차를 조절하는 절차를 수행하고 있다. 하지만, 항공기 운용 중 트림 탭에서 두 판재의 접착력 약화에 따른 접착분리 현상이 발생하였고, 비행안전성 확보를 위하여 조속한 원인분석과 품질개선이 요구되었다. 발생 원인으로는 알루미늄 판재 접착과정에서 발생하는 접착제 불균일 도포 현상 및 경사도 조절 시 발생하는 초기 굽힘 응력에 의한 접착면 내부 손상발생으로 추정되었다. 따라서, 본 연구에서는 이러한 접착분리 현상을 해결하기 위하여, 메인로터 블레이드 제작공정에 대한 4M1E 기반의 프로세스 검토를 수행하여 문제점을 분석하였고, 접착제 불균일 현상에 따른 두께 차이를 해소하기 위하여 기존 혼합물 형식의 접착제 대신, 두께가 균일한 필름형 접착제를 적용하였다. 이에 따른 효과를 확인하기 위하여 박리시험을 통한 구조강도 개선정도, 표면 분석을 통한 접착제 분포 개선정도를 분석하였다. In a rotorcraft, the main rotor blade receives power from the MGB and provides lift/thrust of the aircraft. However, a deviation in lift inevitably occurs due to deviations in blade manufacturing. To solve this problem, a procedure to adjust the deviation of the lift force was performed by attaching a trim-tab with two aluminum plates bonded to the blade. Despite this, adhesive separation occurred due to weakening of the adhesive strength at the trim-tab during aircraft operation. Hence, careful analysis is needed to ensure flight safety. The cause of the occurrence is presumed to be damage to the adhesive surface caused by the initial bending stress that occurs during the adjustment of the inclination and the non-uniform application of the adhesive occurring in the process of bonding the aluminum plate. In this study, to solve this adhesive separation, a 4M1E-based process review for the main rotor blade manufacturing process was performed to analyze the problem. A film adhesive with a uniform thickness was applied instead of the conventional mixture adhesive to solve the thickness difference due to the non-uniform adhesive phenomenon. Strength improvement and adhesive distribution improvement analysis were performed to confirm the effect.

회전익 항공기 보조동력장치 시동모터 운용성 개선연구

이광은(Gwang-Eun Lee),강병수(Byoung-Soo Kang),나성현(Seong-Hyeon Na) 한국산학기술학회 2021 한국산학기술학회논문지 Vol.22 No.2

회전익 항공기의 보조동력장치(APU, Auxiliary Power Unit)는 지상 운용/비행 중 주 동력 기관의 시동, 환경제어시스템용 고압 공기 공급, 비상발전기 등의 역할을 수행한다. 보조동력장치(이하 ‘APU’)는 소형 가스터빈엔진형태로 구성되어 있으며, 해당 구성품의 시동 원리는 전기 시동 모터를 사용하는 방식으로, 축을 회전시켜 시동에 필요한 동력을 발생시킨다. 본 연구에서는 회전익 항공기에 장착된 APU의 시동 모터 운용성 확보를 위해 APU와 APU 시동 모터 간 축간 분리 장치(Over-Running Clutch) 적용을 통한 품질개선을 수행하였다. APU 시동 모터는 초기 APU 시동이 주역할이지만, 운용 시 실제 작동 시간 이후에도 APU 기어축의 회전력에 의해 무 부하 회전을 하게 되어 구성품/부품간 과도한 마찰력이 지속적으로 발생하였다. 이러한 현상은 시동 모터 내부 브러시 마모를 유발하게 되고, 결과적으로 항공기 운용을 위한 APU 작동 시간 증가 시 브러시 운용 수명 감소와 APU의 운용성에 영향을 미치게 된다. 따라서 본 연구에서는 APU 시동 모터의 운용성/내구성 향상을 위하여 시동 모터 브러시 마모와 APU 작동시간의 연동성을 분리하는 축간 분리 장치(Over-Running Clutch)적용하여 시험으로 효과를 검증하였고, 설계변경에 따른 기술적 타당성을 분석하였다. The auxiliary power unit (APU) of a rotorcraft starts the engine during operation/flying. The APU is composed of a gas turbine engine type. The starting principle of the component is that the electric start motor generates the power required for starting by rotating the shaft. In this study, quality improvement was performed by applying an over-running clutch (ORC) between the APU and the starter motor to secure the operability of the starter motor of the APU mounted on the rotorcraft. The starter motor has the main role of starting the APU, but during operation, it is rotated without load by the rotational force of the APU gear shaft, resulting in friction at the brush. This phenomenon causes abrasion of the brush of the starter motor. Consequently, when the APU operation time increases, the brush life decreases, and the operability of the APU is affected. In this study, an ORC that separates the interlocking between the start motor brush abrasion and the APU operation time was applied to improve the operability/durability of the APU starter motor. The effect was verified through a test, and the technical feasibility of the design change was analyzed.

WTO 분쟁해결기구의 환경관련 판례동향

이광은(Gwang-Eun Lee) 한국무역학회 2003 貿易學會誌 Vol.28 No.2

퍼지 기반 다양한 모델을 이용한 회전익 항공기 착륙장치의 위험 우선순위 평가

나성현,이광은,구정모,Na, Seong Hyeon,Lee, Gwang Eun,Koo, Jeong Mo 한국안전학회 2021 한국안전학회지 Vol.36 No.2

In the case of military supplies, any potential failure and causes of failures must be considered. This study is aimed at examining the failure modes of a rotorcraft landing system to identify the priority items. Failure mode and effects analysis (FMEA) is applied to the rotorcraft landing system. In general, the FMEA is used to evaluate the reliability in engineering fields. Three elements, specifically, the severity, occurrence, and detectability are used to evaluate the failure modes. The risk priority number (RPN) can be obtained by multiplying the scores or the risk levels pertaining to severity, occurrence, and detectability. In this study, different weights of the three elements are considered for the RPN assessment to implement the FMEA. Furthermore, the FMEA is implemented using a fuzzy rule base, similarity aggregation model (SAM), and grey theory model (GTM) to perform a comparative analysis. The same input data are used for all models to enable a fair comparison. The FMEA is applied to military supplies by considering methodological issues. In general, the fuzzy theory is based on a hypothesis regarding the likelihood of the conversion of the crisp value to the fuzzy input. Fuzzy FMEA is the basic method to obtain the fuzzy RPN. The three elements of the FMEA are used as five linguistic terms. The membership functions as triangular fuzzy sets are the simplest models defined by the three elements. In addition, a fuzzy set is described using a membership function mapping the elements to the intervals 0 and 1. The fuzzy rule base is designed to identify the failure modes according to the expert knowledge. The IF-THEN criterion of the fuzzy rule base is formulated to convert a fuzzy input into a fuzzy output. The total number of rules is 125 in the fuzzy rule base. The SAM expresses the judgment corresponding to the individual experiences of the experts performing FMEA as weights. Implementing the SAM is of significance when operating fuzzy sets regarding the expert opinion and can confirm the concurrence of expert opinion. The GTM can perform defuzzification to obtain a crisp value from a fuzzy membership function and determine the priorities by considering the degree of relation and the form of a matrix and weights for the severity, occurrence, and detectability. The proposed models prioritize the failure modes of the rotorcraft landing system. The conventional FMEA and fuzzy rule base can set the same priorities. SAM and GTM can set different priorities with objectivity through weight setting.

회전익 항공기 진동흡수용 판스프링 개선연구

구정모(Jeong-Mo Koo),이광은(Gwang-Eun Lee),서정미(Jeong-Mi Seo),원태훈(Tae-Hoon Won) 한국산학기술학회 2021 한국산학기술학회논문지 Vol.22 No.9

회전익 항공기는 블레이드 회전을 이용하여 양력을 발생시키기 때문에 진동의 영향에서 자유롭지 못하다. 이러한 진동을 줄이기 위하여, 승객실과 조종석 등에 진동흡수장치가 적용된다. 그 중 진동흡수용 판스프링은 조종석 하부에 장착되며, 조종사가 느끼는 진동을 줄여주는 역할을 한다. 본 연구에서는 회전익 항공기에서 발생한 판스프링 결함에 대한 원인을 분석하고 개선안을 제시하였다. 결함 원인 분석을 위하여, 구조해석과 파단면 분석을 진행하였으며, 결함원인은 피로수명 특성 저하로 나타났다. 기존 재질을 대체할 개선 재질 2가지의 적용사례 및 타당성을 분석하여 최종 개선안을 선정하였다. 최종 개선안은 GFRP(Glass Fiber Reinforced Plastics, 유리섬유 복합재)이며, 개선안 검증을 위한 시험을 수행하였다. 판스프링 구조물에 작용하는 공진을 모사하는 가진 시험기를 이용하여 피로시험을 진행하였다. 시험방법은 S-N 피로시험으로 진행되며, 평균 피로 수명 곡선(Mean Fatigue Curve)을 생성하여 수명을 비교하였다. 판스프링 내부 고체윤활제 재질 개선을 통하여 피로강도와 수명이 기존대비 1.5배 이상 증가함을 입증하였다. A rotorcraft is not free from the effects of vibration because it generates lift using the blade rotation which is a source of vibration. To reduce the vibrations in a rotorcraft, a vibration-absorbing device is used in the passenger compartment and cockpit. Among the various vibration-absorbing devices, the vibration-absorbing plate spring is widely used and installed in the lower part of the cockpit to reduce the vibration felt by the pilot. This study analyzed the causes of plate spring defects in rotorcraft and presented suggestions for improvement. To analyze the causes of the defects, structural and fracture surface analyses were performed, and the cause of the defect was found to be the deterioration of fatigue life characteristics of the spring material. The final improvement plan was obtained by analyzing various application cases and the feasibility of using two improved materials to replace the existing materials. The final improvement proposal is the use of GFRP (Glass Fiber Reinforced Plastics), and a test was performed to verify this proposal. A fatigue test was conducted using an excitation tester that simulates the resonance acting on the plate spring structure. This test method is an S-N fatigue test, and the lifespan was estimated and compared with that of the other materials by creating a Mean Fatigue Curve. It has been proven from this study that the fatigue strength and lifespan are increased by more than 1.5 times compared to the existing ones by the improvement of the solid lubricant material inside the plate spring.

회전익 항공기 착륙장치에 대한 퍼지 FMEA

나성현(Seong-Hyeon Na),이광은(Gwang-Eun Lee) 한국산학기술학회 2021 한국산학기술학회논문지 Vol.22 No.1

군수품은 품질 보증을 위해 개발과 양산단계에서 위험 식별을 수행해야 한다. 위험 식별은 부품, 구성품, 계통 등에 대한 고장 요소를 분석하는 것으로, 다양한 신뢰성 기법 중에서 고장 모드 영향 분석(FMEA)을 이용하고 있다. FMEA는 위험 식별 중 고장 요인에 대하여 분석하는 방법으로, 위험도(RPN)를 통해 관리할 수 있다. FMEA는 심각도, 발생도, 검출도가 같은 중요도로 평가되기 때문에 단점을 가진다. 퍼지 FMEA는 FMEA의 단점을 보완하기 위해 퍼지이론을 이용한 것이다. 퍼지 이론은 현상의 불확실한 상태를 표현해주는 방법으로, 정량적인 값을 제공한다. 본 논문에서, 퍼지 FMEA는 회전익 항공기 착륙장치의 고장 모드에 대한 객관적인 평가를 위해 적용되었다. 착륙장치에 대한 위험도 분석을 위해, 퍼지 규칙과 소속 함수를 구성하였다. 퍼지화 모델은 심각도, 발생도, 검출도의 크리스프(crisp) 값을 이용하였고, 위험도를 도출하였다. 착륙장치에 대한 퍼지 FMEA 결과는 위험도와 우선순위를 분석할 수 있다. 퍼지 FMEA는 회전익 항공기의 품질 보증 활동에서 기초자료로 활용할 수 있음을 확인하였다. Munitions must be analyzed to identify any risks for quality assurance in development and mass production. Risk identification for parts, compositions, and systems is carried out through failure mode effects analysis (FMEA) as one of the most reliable methods. FMEA is a design tool for the failure mode of risk identification and relies on the RPN (risk priority number). FMEA has disadvantages because its severity, occurrence, and detectability are rated at the same level. Fuzzy FMEA applies fuzzy logic to compensate for the shortcomings of FMEA. The fuzzy logic of Fuzzy FMEA is to express uncertainties about the phenomenon and provides quantitative values. In this paper, Fuzzy FMEA is applied to the failure mode of a rotorcraft landing system. The Fuzzy rule and membership functions were conducted in the Fuzzy model to study the RPN in the failure mode of a landing system. This method was selected to demonstrate crisp values of severity, occurrence, and detectability. In addition, the RPN was obtained. The results of Fuzzy FMEA for the landing system were analyzed for the RPN and ranking by fuzzy logic. Finally, Fuzzy FMEA confirmed that it could use the data in quality assurance activities for rotorcraft.

회전익항공기 진동저감장치 장착부 구조 개선 연구

서정미(Jeong-Mi Seo),나성현(Seong-Hyeon Na),이광은(Gwang-Eun Lee) 한국산학기술학회 2023 한국산학기술학회논문지 Vol.24 No.8

운용 중인 회전익 항공기의 주기검사에서 중앙동체 좌/우측 Floor Shelf에서 균열 현상이 식별되었다. 유사결함 발생 여부 확인을 위해 일시검사를 수행한 결과, 진동저감장치 설계변경이 적용된 운용 항공기에서만 유사한 형태의 균열 현상이 발견되었다. 본 연구에서는 균열 발생 원인을 분석하고, 이를 개선 및 검증하기 위한 일련의 과정을 기술하였다. 균열의 원인을 분석하기 위해 파단면 분석, 응력해석, 계측비행시험을 수행하고, 이 과정을 통해 얻은 변형률 데이터를 이용하여 파단면의 응력을 구한 후 Floor Shelf의 수명평가를 수행하였다. 또한, 균열 재발 방지를 위해 Floor Shelf의 설계를 개선하는 방안을 제시하였고, 응력해석 및 계측비행시험을 통해 구조 건전성을 검증하였다. 목표수명을 만족하는 설계개선을 동일 항공기에 적용함으로써 항공기 가동률을 높였으며, 향후 유사한 원인으로 인한 균열 개선 연구에 참고자료로 활용할 수 있을 것으로 기대한다. Cracks have been detected on the left and right floor shelves of the center fuselage during periodic rotorcraft inspections, and temporary inspections have shown that they are only detected in rotorcraft equipped with an active vibration-damping device. In this study, we analyzed the causes of these cracks and devised a means of detecting and reducing their frequencies. Fracture surface analysis, stress analysis, and instrument flight tests were performed to determine the causes of these cracks. Fracture surface stresses were calculated using strain data to evaluate floor shelf life. In addition, we propose a means of improving the design of the floor shelf to prevent crack formation. Structural integrity of the modification was verified by stress analysis and performing instrumentation flight tests. Aircraft operation rates were increased by implementing the design improvement. Furthermore, we expect that the study could be used as a reference for future studies on cracks attributed to similar causes.