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알루미늄 합금(Al6061-T6) 반복보수용접 특성 연구
이두열(Dooyoul Lee),원상훈(Sanghoon Won),김형근(Hyunggun Kim),김민생(Minseng Kim),신규철(Gyuchul Shin) 대한기계학회 2017 大韓機械學會論文集A Vol.41 No.12
알루미늄 합금의 반복보수용접에 따른 특성변화를 연구하였다. 컴퓨터시뮬레이션을 이용한 민감도 분석을 통해 입열량이 본 연구에서 중요한 요인임을 확인하였다. 실험 결과 초기용접시편과 반복보수용접시편의 기계적 특성에는 유의미한 차이가 발생하지 않았다. 미세조직적인 특성 또한 유사한 형태를 나타내었고, 열영향부의 크기 또한 유사하였다. 잔류응력의 경우 용접횟수 증가에 따라 유의미한 감소가 관찰되었다. 두 조건 모두에서 기공이 관찰되었으며 그 크기는 반복보수용접 여부와 상관관계가 낮은 것으로 판단된다. The change in the characteristics of aluminum alloy (Al6061-T6) due to multiple repair welding was investigated. Based on the result of designed computer simulations, heat input was determined as an important factor. An initial welding specimen and re-welded specimen did not show statistically significant differences in their mechanical properties. Both specimens had similar microstructure and heat affected zone (HAZ) length. It was also observed that the residual stress decreased as the number of welding increased. In both conditions, porosities were observed, but the pore size was not influenced by the number of welding.
백세일(Seil Baek),원상훈(Sanghoon Won) 대한기계학회 2021 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2021 No.5
군용 항공기들은 MIL-STD-1530 Aircraft Structural Integrity Program(ASIP) 요구도에 따라 기체 구조가 설계되고 제작됨으로써 비행안전을 보장하고 감항인증 기준을 충족도록 하고 있다. 또한 항공기 운영단계에서는 운용군이 주기적으로 피로수명을 평가할 수 있도록 모니터링 시스템을 제공토록 하고 있다. C-130 수송기는 설계 시 ASIP 요구도가 미반영되어 피로수명을 산출할 수 있는 시스템이 개발되지 않았다. 대신 운용도평가(OUE, Operating Usage Evaluation)를 통해 산출된 운용격렬도(SF, Severity Factor)를 기준으로 구조 피로수명을 산출한다. 이 방법은 운용도의 변화로 인한 피로수명 증가율 변화를 충분히 반영할 수 없으므로 타 기종의 피로수명 산출 방법에 비해 다소 정확도가 부족하다. 본 연구에서는 C-130H 수송기의 주요구조 부위 피로수명을 보다 정확히 산출할 수 있는 기법과 시스템을 개발하였다. 시스템 개발에 필요한 기본 비행운용 정보(고도, 속도 등) 획득을 위해 1대의 C-130H에 KAM-500 장비를 장착하고 주요구조 부위에 Strain Gauge를 부착하였다. 획득된 데이터를 기반으로 각 비행 조건별 피로손상률 값을 설정하여 실시간 운용도를 반영한 피로수명을 산출할 수 있도록 하였다. Generally the Military aircraft are designed and developed in accordance with the MIL-STD-1530 Aircraft Structural Integrity Program(ASIP) requirements to ensure safety of flight and meet airworthiness criteria. In addition, for the aircraft operation phase, a monitoring system is provided so that the users can periodically evaluate fatigue life. In the case of C-130H cargo aircraft does not incorporate ASIP requirements in its design, so no system has been developed to assess fatigue life. Instead structural fatigue life is calculated based on SF(Severity Factor) extracted from Operating Usage Evaluation(OUE). This method can not take account the fatigue life accumulation rate caused by usage variation, and is less accurate than other aircraft model. In this work, the methodology and system was developed to predict fatigue life for C-130H primary structures. To obtain basic flight operational information(altitude, speed, etc.) for system development, one C-130H was equipped with KAM-500 and attached Strain Gauges on the primary structural area. This system allows to calculate fatigue life reflecting real-time operational usage through the fatigue damage rate for each flight conditions.