복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법

복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법{METHOD FOR TESTING FATIGUE LIFE OF COMPOSIT AIRFOIL STRUCTURE}

본 발명은 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는 복합재 구조물의 날개구조의 에어포일 지역에서 게이지를 설치하고, 설치 위치에 대한 선형성을 이용하여 모멘트 하중을 계산하고 날개구조물의 변형률을 계산하여 복합재료로 구성된 세장비가 큰 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법에 관한 것이다.

일반적인 피로시험은 도 1에 도시된 바와 같이, 시험체의 영역에 변형률 게이지를 붙이고 피로하중을 인가하게 된다.

피로하중은 수행 임무에 따른 수평비행, 이착륙, 기동, 돌풍 및 지상운용하중과 속도, 고도, 중량조건 등 모든 운용환경 하에서 발생하는 하중 환경을 모두 고려하여 피로하중 스펙트럼을 구성한다.

특히, 지상운용과 공중 기동 간의 하중 환경 차이를 고려한 지상-공중-지상(GAG) 운용 하중 및 로터 시스템의 가동 및 정지절차를 고려한 하중 이력을 저사이클 피로하중 조건으로 별도로 고려하여 피로해석 시 반영한다.

한편, 피로하중은 정적하중과 동적하중의 합으로 구성되며, 도 2에 도시된 그래프에서 상기 정적하중은 아래의 [수학식 1]과 같고,

상기 동적하중은 아래의 [수학식 2]와 같다.

회전익 항공기의 동적구성품에 대한 피로손상(fatigue damage) 해석은 전 수명 안전설계(safe-life) 개념을 균열 발생수명을 고려한다.

즉, 회전익 항공기의 경우, 고속으로 회전하는 로터 시스템, 동력 전달장치 및 엔진 등으로부터 유발되는 피로하중이 매우 큰 발생 빈도 수(occurrence)를 가지기 때문에 균열발생 시점에서부터 최종 판단에 이르기까지를 의미하는 균열성장 수명이 균열발생 수명보다 현저히 짧기 때문에 균열발생 시점을 부품의 수명이 다한 것으로 평가한다.

따라서 전 수명 안전설계에 있어서 부품의 교체시점은 균열발생이 예상되는 시점을 기준으로 현장 운용 및 정비 상황을 적절히 고려하여 결정하게 된다.

한편, 도 4에 도시된 바와 같이 하부 부과 이력에 따른 회전익 항공기의 동적 구성품 대한 피로손상 해석은 아래와 같은 [수학식 3]의 Miner`s rule이 이용된다.

상기 [수학식 4]에서 D _j 는 각 손상 D는 총 손상이다

즉, 상기 Miner`s rule에 의한 손상평가결과 D>=1인 경우, 부품은 기능을 상실(fail)한 것으로 평가된다.

상기 Miner`s rule에 따라 산출된 총 손상(tatal damage)을 이용하여 부품의 안전수명(safe life)은 아래의 [수학식 5]에 의해 산출된다.

상술한 종래의 수명평가에서는 재질의 허용치(allowable)를 가지고 피로수명 평가를 하게 된다. 그러나 복합재료로 구성된 구성품(component)은 다양한 재질로 구성되어 있고 복합재 각각의 층에서 하중을 받아가는 양이 다르기 때문에 단일 재질의 허용치를 이용하여 피로수명을 평가하지 않고 복합재 구조체 전체를 피로시험을 해서 구성품 단위의 허용치를 얻어서 피로수명을 평가하여야 한다.

따라서, 본 발명은 블레이드 시편에 부가되는 원심력과 수직하중을 측정하기 위하여 로드셀을 장착하고, 아울러 브레이드 각 단면에 부가되는 플랩모멘트와 래크 모멘트 측정을 위해 풀 브릿지 회로를 장착하여, 하중을 단계적으로 높여가며 블레이드 구조물이 파손될 때까지 피로시험을 수행한 후 정적 및 동적 변형률을 계산하며, 정적 및 동적 변형률을 혼합한 등가 변형률을 계산하여 복합재 날개 구조물의 피로선도를 산출함으로써, 피로하중 스펙트럼을 통한 피로평가를 통해 복합재료 나개 구조물의 피로수명을 계산하는 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법의 제공을 목적으로 한다.

상술한 목적을 달성하기 위한, 본 발명에 따른 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법은 블레이드 시편에 가해지는 원심력과 수직하중을 측정하기 위해 로드셀을 장착하는 단계, 블레이드 각 단면에 부가되는 플랩모멘트(moment of flap)와 래그모멘트(moment of lag) 측정을 위해 풀 브릿지(Full-Bridge) 회로를 장착하는 단계, 하중을 단계적으로 높여가며 블레이드 구조물이 파손될 때까지 복수회의 사이클까지 피로시험을 수행한 후 정적 및 동적 변형률을 계산하는 단계, 정적 변형률과 동적 변형률을 혼합하여 등가 변형률을 계산하여 복합재 날개 구조물에 대한 피로선도를 얻는 단계, 및 피로하중 스펙트럼을 이용하여 피로평가를 수행하여 복합재료 날개 복합재료 날개 구조물의 피로수명을 계산하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 한다.

본 발명에 따른 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법은 복합구조 구성품의 피로수명을 정확히 측정할 수 있는 효과가 있다.

도 1은 종래 피로시험 시편 변형률 게이지 장착예를 도시한 도면,
도 2는 정하중과 동하중 그래프를 도시한 도면,
도 3은 고사이클 피로하중과 저사이클 피로하중을 도시한 도면,
도 4는 하중 부과 이력을 도시한 도면,
도 5는 본 발명에 따른 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법에 있어서 풀 브릿지회로를 도시한 도면.
도 6은 본 발명에 따른 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법에 있어서 인보드 블레이드 뒷전 굽힘 피로시험을 도시한 도면,
도 7은 본 발명에 따른 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법에 있어서 인보드 블레이드 복합 굽힘 피로시험을 도시한 도면,
도 8은 본 발명에 따른 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법에 있어서 아웃보드 블레이드 뒤전 굽힘 피로시험을 도시한 도면,
도 9는 본 발명에 따른 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법에 있어서 아웃보드 블레이드 스파 굽힘 피로시험을 도시한 도면,
도 10은 본 발명에 따른 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법에 있어서 등가 변형률 산출 그래프,
도 11은 본 발명에 따른 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법에 있어서 복합재 구조물에 대한 피로선도,
도 12는 본 발명에 따른 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법에 있어서 사이클에 따른 피로도를 도시한 도면이다.

이하, 첨부 도면을 참조하여 본 발명의 실시예를 보다 상세하게 설명하고자 한다. 이에 앞서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정하여 해석되어서는 아니 되며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여, 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다.

따라서, 본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 일 실시예에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.

먼저, 블레이드 시편에 가해지는 원심력과 수직하중을 측정하기 위하여 로드셀을 장착하는 단계를 수행한다.

이후, 상기 블레이드의 각 단면에 부가되는 플랩모멘트(moment of flap)와 래그모멘트(moment of lag) 측정을 위하여 4개의 스트레인 게이지로 구성된 풀 브릿지(Full-Bridge) 회로를 장착하는 단계를 수행한다.

보다 구체적으로, 상기 풀 브릿지 회로는 도 5에 도시된 바와 네 개의 노드로 구성되어, 두 개의 노드로 전압이 공급되고, 나머지 두 개의 노드 전압을 측정하는 방식으로, 각 노드 간에 걸린 스트레인 게이지에 표시되는 게이지의 수치로 블레이드 각 단면에 부가되는 플랩모멘트와 래그모멘트를 측정하게 된다.

이때, 상기 블레이드 각도를 조절하여 면방향 모멘트와 면내방향 모멘트를 적절히 조합하여 하중을 부가할 수 있으며, 액추에이터의 높이를 조절하여 면방향과 면내방향 모멘트 양을 조절할 수 있다.

복합재료 날개구조물의 피로수명 평가를 하기 전에 먼저 구조물의 허용 값을 획득하는 단계를 수행한다.

즉, 아래의 표와 같이 하중을 인가하여 블레이드의 손상이 일어날 때까지 시험을 실시하여 상기 구조물의 허용치를 계산한다.

하중을 단계적으로 높이고 블레이드가 파손될 때까지 수만~수백만 사이클까지 피로시험 수행 후 주어진 수식으로 변형률을 계산한다.

이때, 원심력과 면방향 모멘트, 면내방향 모멘트를 적용하여 구조물의 허용치를 계산하는 것이 바람직하다.

인보드(inboard) 블레이드 부위에 대한 고주파와 스펙트럼시험을 수행하되, 도 6 및 도 7에 도시된 바와 같이, 먼저 뒷전 굽힘 모멘트와 인보드 스파/커프 복합 굽힘모멘트를 수행한 후, 스펙트럼시험을 수행한다.

또한, 아웃보드(Outboard) 블레이드 부위에 블레이드 시편에 대해 공진 피로시험을 수행하되, 도 8 및 도 9에 도시된 다와 같이 순수 엣지방향으로 뒤전부위 굽힘과, 엣지/플랫방향으로 스파굽힘 시험을 수행한다.

한편, 아래의 [수학식 5]과 [수학식 6]를 통해 각각 정적 변형률과 동적 변형률을 계산한다.

상기 [수학식 5]와 [수학식 6]에서,

F _{centrifugal force} : 원심력, E : 탄성계수, S : 넓이, MBS : Static moment of flap, MTS : Static monent of lag, MBD : Dynamic moment of flap, MTD : Dynamic moment of lag, EI _Flapwise : 면방향 강성 및 EI _lagwise : 면내방향 강성이다.

상기 [수학식 5]와 [수학식 6]에 의해 계산된 정적 변형률과 동적 변형률을 이용하여 도 10과 같이 등가 변형률로 계산한다.

상술한 바와 같이 정적, 동적 변형률을 혼합하여 등가 변형률을 계산한 후 복합재 날개구조의 허용 값을 산출한다.

이후, 등가 변형률을 계산한 후, 도 11에 도시된 바와 같이 복합재 구조물의 대한 피로선도를 얻는 단계를 수행한다.

이때, Miner`s rule에 따라 1이 되는 피로선도를 얻는 것이 바람직하다.

그리고, 피로하중 스펙트럼을 이용하여 피로평가를 수행하여 복합재료 날개 구조물의 피로수명을 계산하는 단계를 수행한다.

이상과 같이, 본 발명은 비록 한정된 실 시예와 도면에 의해 설명되었으나, 본 발명은 이것에 의해 한정되지 않으며 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 본 발명의 기술 사상과 하기에 기재될 청구범위의 균등 범위 내에서 다양한 수정 및 변형이 가능함은 물론이다.

F _{centrifugal force} : 원심력
E : 탄성계수
S : 넓이
MBS : Static moment of flap
MTS : Static monent of lag
MBD : Dynamic moment of flap
MTD : Dynamic moment of lag
EI _Flapwise : 면방향 강성
EI _lagwise : 면내방향 강성