초음속 훈련기용 엔진마운트 구조물에 대한 손상허용 시험평가

이은경,진승우,문창오 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11

본 논문은 피로 및 파괴 치명성 부품(Fatigue and Fracture Critical Parts)으로 분류된 초음속훈련기용 엔진마운트 부품의 소재 변경 영향성 평가를 위해 수행한 일련의 손상허용해석과 손상허용시험에 대해 소개하고자 한다. 엔진마운트 부품이 설계 요구수명의 2 배수 동안 안정균열성장(Slow Crack Growth) 특성을 유지하면서 설계제한하중 이상의 잔류강도를 보유하는지 입증하기 위해 시험체에 초기균열을 생성한 다음 블록 형태의 랜덤 스펙트럼 하중을 부가하는 손상허용시험을 수행하였으며, 시험 후 파단면 분석을 통해 실질적인 균열성장 데이터를 획득하였다. 최종적으로 시험으로 획득한 균열성장 데이터와 해석적인 균열성장 시나리오를 비교 분석하여 손상허용해석 파라메터에 대한 교정을 수행하였으며, 이를 바탕으로 재질 변경된 엔진마운트 부품이 충분한 내구성과 손상허용능력을 확보하고 있음을 입증하였다. This paper introduces damage tolerance test evaluation for supersonic trainer engine mount structure which classified as F&FC (Fatigue and Fracture Critical) parts. The main objective of the test was to validate damage tolerance capability of engine mount structure for two service lifetimes with material changing from FMS-1111 to AMS-5629. Other objectives were to determine test-analysis correlation parameters by matching actual crack growth scenario to the analysis results. As two service lifetimes damage tolerance test and subsequent residual strength test were successfully performed, it was concluded that this material change could be a cost-effective and damage tolerant option for supersonic trainer engine mount structure.

보강재 본딩접합 복합재 적층판구조 피로손상 균열진전 수명예측에 대한 연구

권정호 ( Jung Ho Kwon ),정성문 ( Seong Moon Jeong ) 한국복합재료학회 2013 Composites research Vol.26 No.2

본 연구에서는 적층판 시편의 피로손상 균열진전 시험결과와 적층보강판 구조의 응력강도 해석결과를 기초로 충격손상을 모사한 원공과 노치손상을 내재한 보강재 본딩접합 적층보강판 구조의 피로손상 균열진전 수명예측에 대하여 고찰하였다. 그리고 적층보강판 구조시편에 대한 손상허용 시험결과와 손상진전 수명예측 해석결과를 비교 분석한 결과 손상균열 길이 변화에 따라 최종파단에 대한 잔여강도를 예측하고 손상허용성 평가를 할 수 있었다. The prediction and analysis procedure of fatigue damage crack growth life for a stiffener bonded composite laminate panel including center hole and edge notch damage, was studied. It was performed on the basis of fatigue damage growth test results on a laminated skin panel specimens and the analysis results of stress intensity factor for the stiffener bonded composite panel. According to the comparison between experimental test and prediction results of fatigue damage growth life, it was concluded that the residual strength and damage tolerance assessment can be carried out along to the edge notch crack growth.

근사모델을 사용한 손상허용해석

장병욱(Byung-Wook Jang),임재혁(Jae-Hyuk Im),박정선(Jung-Sun Park) 한국항공우주학회 2011 韓國航空宇宙學會誌 Vol.39 No.4

??항공기 부품에 대한 손상허용해석은 구조적 안전성 및 신뢰성 보장을 위해 면밀히 평가되어야한다. 손상허용기법은 항공기 주구조의 피로 설계기법으로 초기균열의 존재를 고려하여 피로수명을 산정한다. 따라서 손상허용해석에서는 피로 균열성장 수명의 계산이 요구되며, 이를 바탕으로 부품의 점검시간 및 교체주기를 결정한다. 본 논문에서는 형상이 복잡한 터빈 휠에 대하여 손상허용해석을 수행하였다. 형상이 복잡한 구조의 균열성장 수명평가 시에는 주요 변수인 응력확대계수의 식을 알기 어려워, 이를 유한요소해석으로 계산하므로 많은 시간이 요구된다. 이러한 문제를 해결하고자 특정 균열길이에 대한 응력 확대계수를 유한요소해석으로 계산하고, 생성된 데이터의 회귀분석을 통해 응력확대계수의 근사모델을 생성하였다. 균열성장 수명은 근사모델의 적분으로 계산하였으며, 근사모델을 사용하여 균열성장 수명평가와 손상허용해석의 효율을 높일 수 있었다. The damage tolerance analysis is required to guarantee the structural safety and the reliability for aircraft components. The damage tolerance method, which evaluate the life considering the initial crack, considers a fatigue design model of the aircraft main structure. The fatigue crack growth life should be calculated in damage tolerance analysis and the inspection time to define the replacement cycle. In this paper, the damage tolerance analysis is performed for a turbine wheel which has complex geometry. The equation of the stress intensity factor for complex geometry is hard to know, so that they are usually processed by finite element analysis which takes long time. To solve this problem, the stress intensity factors at specified crack are obtained by the FEA and the crack growth life is evaluated using the surrogate model which is generated by the regression analysis of the FEA data. From the results, the efficiency of the crack growth life calculation and the damage tolerance analysis could be increased by taking the surrogate model.

항공기 복합재 구조에 적용된 두꺼운 적층판의 손상 허용 기준 평가

박현범 ( Hyun Bum Park ),공창덕 ( Chang Duk Kong ),신철진 ( Chul Jin Shin ) 한국복합재료학회 2012 Composites research Vol.25 No.4

최근 국내에서 미국과 상호항공안전협정 체결을 위한 소형 항공기가 연구 개발 중이다. 연구 대상 항공기는 경량화 하여 연료 절감을 위해 전기체 복합재료가 적용되었다. 그러나 복합재 구조는 외부의 충격 손상에 취약한 구조이다. 따라서 항공기 구조물은 충격 손상에 대한 압축 파손 강도를 고려하여 손상 허용 설계가 반드시 수행되어야 한다. 이는 복합재 구조 항공기 인증에 매우 중요한 요소이다. 본 연구에서는 항공기 복합재 구조에 적용된 두꺼운 적층판에 대한 손상 허용 연구를 수행하 였다. 두꺼운 적층판의 세 가지 형태인 손상이 없는 시편, 구멍 손상 및 충격 손상이 적용된 시편의 압축 하중 하에서 손상 허용 기준이 평가되었다. Recently, development of a small aircraft has been carried out for the BASA(Bilateral Aviation Safety Agreement) program in Korea. This aircraft adopted all composite structures for environmental friendly by low fuel consumption due to its lightness behavior. However the composite structure has disadvantage which is very weak against impact damages. Therefore, damage allowable design of aircraft structure must be performed considering compressive fracture strength. This point is very important for certification of composite structure aircraft. In this paper, it is performed the research on damage tolerance of thick laminate adopting aircraft structure. The damage tolerance of three different types of thick laminates such as no damage, open hole and impact damage is evaluated under compression loading.

민간 항공기에 대한 손상허용해석

이시중(Sihjoong Lee) 산업기술교육훈련학회 2019 산업기술연구논문지 (JITR) Vol.24 No.4

The durability and damage tolerance life of aircraft structure is significantly different due to the fastener fit condition like clearance fit fastener(CFF) or interference fit fastener(IFF). these characteristics are not reflected enough in domestic industry, and therefore the structural design is not so efficient. In this study, the analysis for damage tolerance design is proposed to estimate the fatigue crack growth life around the fastener holes. Although most of the aircraft structures are designed as fail-safe structure(FSS) which has the significant benefit to extend the crack growth life, in domestic industry, FSS characteristics have been neglected for simple damage tolerance analysis. In this study, complicate damage tolerance analysis is introduced to account the FSS benefit for wing lower panel with stringers of the commercial aircraft.

실제 비행자료를 이용한 한국공군 F-16 블록 32 기골 내구성 및 손상허용해석 최신화

진승우,조환정,백세일,문창오 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.11

한국공군 F-16C/D Block 32 수명관리 최신화를 수행하기 위해, 항공기에 장착된 비행기록장치로부터 내려 받은 비행자료를 분석하여 기준 운용하중 스펙트럼을 단좌 및 복좌 형상에 대해 각각 개발하였다. 또한 개발된 스펙트럼을 적용하여 한국공군 F-16 단좌 및 복좌 형상에 대한 내구성 및 손상허용해석을 최신화하였다. 한국공군 고유의 운용하중 스펙트럼을 수명해석에 적용하였기 때문에 내구수명과 손상허용 초기검사 주기가 현재 정비 활동의 기준인 미국공군 데이터에 비해 상당히 증가함을 확인하였다. 결론적으로, 이러한 한국공군 고유의 해석결과가 향후 F-16 기골 정비 활동을 위한 기초 데이터로 사용될 경우 비행 안전성은 유지하면서 정비 비용은 줄이고, 항공기 가동률을 높이는 데 기여할 수 있을 것으로 기대된다. For the purpose of Republic of Korea Air Force(RoKAF) F-16C/D Block 32 Force Management Update(FMU), the baseline operational loads spectra were developed for F-16C and F-16D models based on actual flight measured data from Crash Survivable Fight Data Recorder(CSFDR) equipped in F-16C/D Block 32 fleet. The durability and damage tolerance analyses were updated with the RoKAF baseline operational loads spectra (fleet average normal severity) for F-16C and F-16D models. Due to the application of RoKAF unique in-service loads spectra, the durability life and damage tolerance initial inspection interval have been increased considerably compared to previous USAF data. In conclusion, since the results of these analyses provide a basis for the airframe maintenance activities of the RoKAF Block 32 aircraft, it is expected that maintenance cost is decreased and fleet readiness is increased, while maintaining flight safety.

손상 허용 설계를 적용한 복합재 날개의 정하중 시험

박민영(Min-Young Park) 한국항공우주학회 2018 韓國航空宇宙學會誌 Vol.46 No.6

본 연구에서는 복합재 날개 구조물에 손상허용설계를 적용하고 이를 입증하기 위한 정하중 시험을 수행하였다. 복합재 날개 구조의 정적강도를 입증하기 위하여 5 조건의 설계 제한하중 시험과 3 조건의 설계 극한하중 시험을 수행하였다. 그 다음으로 손상허용 설계를 입증하기 위하여 관련 규정에 따라서 복합재 주익 주요 취약부위에 BVID 10개, Open hole 11개를 생성 후, 설계 극한하중 시험과 파단시험을 실시하였다. 날개 주요 부위의 변위 및 변형률 시험 결과는 구조해석 결과와 비교적 잘 일치하였으며, 파단시험의 최초 파단부위도 최소안전여유를 갖는 부위에서 발생하여 구조해석 모델 및 강도평가 결과가 실제 구조의 정적 거동과 유사함을 확인하였다. Static tests of the composite wing structure were performed to verify damage tolerance design. Both 5 cases of DLLT and 3 cases of DULT were completed to meet requirements for static strength. After inducing BVID and open hole damages on the critical areas of the composite wing based on associated regulations, the DULT and fracture test were performed. In major wing parts, the measured strains and displacements agreed well with those of structural analysis. The initial structural fracture occurred at the area having minimum margin of safety as expected by analysis. As a result, it was confirmed that results from analytic model and strength evaluation were similar to behaviors of the composite wing structure.

샌드위치 라미네이트 스킨의 충격 후 압축강도 예측을 위한 분석 모델 연구

김경표 한국기계기술학회 2017 한국기계기술학회지 Vol.19 No.5

Impact damage tolerance is an important design requirement for composite structures. In this study, the effect of post impact damage and hole size of the composite sandwich skin / sandwich with core specimen on compressive strength of the laminate was analyzed. Three specimen tests were performed in this research. Two tests were carried out on pure bending test specimens subjected to impact damage to the skin and specimen with a hole in one of its skin as a damage. Through this test, we compared the reduction of compressive strength due to the size of skin damage and the size of the hole. Also, core-free specimen with an open hole under uniaxial loading were tested to produce reference data for comparison with the series tested earlier. As results of the tests, the sandwich beams with damage size and open hole are almost identical, and we concluded that the prediction of compressive strength reduction after impact of the sandwich skin structure can be predicted using an analytical model assuming skin open hole as impact inputs.

장기운영항공기 주 손상 특성 및 Pitting Corrosion Fatigue가 구조물 내구성에 미치는 영향

윤용인(Young In Yoon),김시태(Kim Si Tai) 대한기계학회 2010 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2010 No.11

Aircraft structures of which has been exposed for a long under operational, environmental condition already had been faced with severial potential problems such as new critical areas, corrosion, wide spread fatigue damage, Therefore the effects of those problems should be considered to extend structural life. Recently damage tolerance concept was changed with 'holistic damage tolerance' to included corrosion damages. These were reasons for what the resultant fracture occurred because of the formation and propagation of cracks from pits before and after coalescence and this is very important because there is a challenge to deal with not only with the individual pits but also to consider developing an estimation of pitting corrosion fatigue life of corrosion fatigue prone aircraft structural components with regard to multiple pit damage.

탄소섬유 복합재 피로수명의 통계적 특성 연구

주영식(Young-Sik Joo),이원준(Won-Jun Lee),서보휘(Bo-Hwi Seo),임승규(Seung-Gyu Lim) 한국항공우주학회 2019 韓國航空宇宙學會誌 Vol.47 No.1

본 연구의 목적은 항공기 구조개발에 널리 적용되고 있는 탄소섬유 복합재의 피로특성을 확인하고, 실기체 피로시험에 활용되고 있는 자료를 획득하는 것이다. 복합재 구조의 내구성 및 손상허용성의 평가는 주로 피로시험을 통하여 이루어지며, 실기체 피로시험에 적용되고 있는 파라미터에는 피로수명계수와 하중증대계수가 있다. 탄소섬유/에폭시 일방향 및 직물형 복합재로 시편을 제작하였으며, 응력비와 적층패턴을 달리하여 피로시험을 수행하였다. Sendeckyj 모델을 적용한 와이블 분포와 개별적인 피로수명에 대한 와이블 분포를 이용하여 형상 파라미터를 분석하였다. 또한 신뢰도를 고려한 피로수명계수와 하중증대계수를 평가하였다. The objective of this paper is to identify the fatigue properties of carbon-fiber composite which is widely applied for the development of aircraft structures and obtain data for full-scale fatigue test. The durability and damage tolerance evaluation of composite structures is achieved by fatigue tests and parameters such as fatigue life factor and load enhancement factor. The specimens are made with carbon-fiber/epoxy UD tape and fabric prepreg. Fatigue tests are performed with several stress ratios and lay-up patterns. The Weibull shape parameters are analyzed by Sendeckyj model and individual fatigue lives with Weibull distribution. And the fatigue life factor and load enhancement factor considering reliability are evaluated.