항공기 전복 시 탑승자의 생존공간에 대한 안정성 판단 방법{Method For Determining Stability of A Living Space For Occupants in Airplane Turnover Condition}
본 발명은 항공기 전복 시 탑승자의 생존공간에 대한 안정성 판단 방법에 관한 것으로, 보다 상세하게는 항공기 설계 요구 조건중 항공기 전복 시 탑승자의 생존 공간 확보와 도어 열림을 검증하기 위한 것으로서 실제로 항공기를 전복시키지 않고 설계요구 조건에 만족하는지 여부를 판단할 수 있는 방법에 관한 것이다.
항공기 개발에 있어서는 다양한 설계 요구조건이 제시된다. 그 중 항공기의 전복 발생 가능성을 고려하여 탑승자를 보호할 수 있으면서 탈출을 위한 도어 열림이 가능함을 입증해야 하는 설계 요구조건이 제시된다. 그러나 항공기 개발 과정 중에 실제 항공기를 전복시키는 시험을 수행하기 어려우며, 설계 요구 조건에서도 시험 또는 해석으로 안정성을 입증하도록 요구하고 있다. 이를 위해 항공기 구조물은 전복 발생 시 탑승자를 보호해야 함과 항공기가 뒤집혔을 시 상방향 극한 관성계수 3.0 과 지면과의 마찰계수 0.5가 고려된 극한 하중 및 마찰 하중을 항공기에 부가하여 안정성 여부를 입증해야 하며, 동시에 동체 구조물의 변형에 의한 도어의 간섭이 없어야 함을 입증해야 하는바 상기한 요구 조건을 만족하기 위한 시험 방법의 개발이 필요한 실정이다.
본 발명이 이루고자 하는 기술적 과제는 항공기 설계 요구 조건중 항공기 전복 시 탑승자의 생존 공간 확보와 도어 열림을 검증하기 위한 것으로서 실제로 항공기를 전복시키지 않고 설계요구 조건에 만족하는지 여부를 시험과 유한요소해석 프로그램을 이용하여 판단할 수 있는 방법을 제공하는데 있다. 본 발명의 목적은 이상에서 언급된 목적으로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 다른 목적들은 아래의 기재로부터 당업자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
상기 기술적 과제를 이루기 위한 본 발명의 일 양태에 따르면, 시험용 항공기의 조종실 지붕과 스피너(spinner)가 동시에 지면과 접촉되는 상황과 동일하도록 항공기를 배치하는 단계, 개활지에 항공기가 전복되는 상황과 동일한 조건이 되도록 전복 상황을 모사하는 단계, 항공기 설계 요구조건에 부합하도록 수직 아래 방향으로 시험용 항공기에 시험 하중을 부가하는 단계, 부가된 하중에 의해 항공기 내부 공간의 다수의 위치에서 변형량을 측정하는 단계, 상기 항공기 배치 단계 내지 시험 하중 부가 단계의 조건과 동일한 조건으로 유한요소해석 프로그램에 의해 항공기 내부 공간의 변형량을 예측하는 제 1 유한요소해석 단계, 상기 변형량 측정 단계에서의 결과와 상기 제 1 유한요소해석 단계에서의 결과를 비교하여 제 1 유한요소해석 단계에서의 결과가 변형량 측정 단계에서의 결과와 일치할 수 있도록 보정 계수를 결정하는 단계, 상기 제 1 유한요소해석 단계에서의 조건 외에 조종실 지붕이 지면과 접촉하는 부분에서 수평 방향으로 마찰력이 발생하는 조건을 고려하여 유한요소해석 프로그림에 의해 항공기 내부 공간의 변형량을 예측하는 제 2 유한요소해석 단계 및 상기 보정 계수 결정 단계에서 결정된 보정 계수를 상기 제 2 유한요소해석 단계에서 계산된 결과에 반영하여 조종실 내부 공간의 안전성을 판단하는 단계를 포함한다. 상기 기술적 과제를 이루기 위한 본 발명의 다른 양태에 따르면, 상기 전복 상황 모사 단계는 조종실 윗면에 흙이 접촉되도록 하며, 흙의 강도는 2.57 CBR(California Bearing Ratio)이다. 상기 기술적 과제를 이루기 위한 본 발명의 다른 양태에 따르면, 상기 시험 하중 부가 단계에서의 시험 하중은 항공기 무게의 3배가 되도록 한다. 상기 기술적 과제를 이루기 위한 본 발명의 다른 양태에 따르면, 상기 변형량 측정 단계 후에, 시험 대상 항공기의 도어 잠금 장치의 변형이나 파손 여부 및 열림 여부를 판단하는 도어 확인 단계를 더 포함한다. 상기 기술적 과제를 이루기 위한 본 발명의 다른 양태에 따르면, 상기 보정 계수 결정 단계에서의 보정 계수는 상기 제 1 유한요소해석 단계에서의 결과에 대한 상기 변형량 측정 단계의 결과에서 상기 제 1 유한요소해석 단계에서의 결과를 뺀 값의 비율 중 가장 큰 값으로 결정한다. 상기 기술적 과제를 이루기 위한 본 발명의 다른 양태에 따르면, 상기 안정성 판단 단계에서는 상기 보정 계수 결정 단계에서 결정된 보정계수에 1을 더한 값을 상기 제 2 유한요소해석 단계에서의 결과에 곱한 후 항공기 설계 요구조건과 비교하여 항공기 설계 요구조건의 범위 내의 변형인지 여부를 판단한다.
본 발명에 따른 항공기 전복 시 탑승자의 생존공간에 대한 안정성 판단 방법은 항공기 설계 요구 조건중 항공기 전복 시 탑승자의 생존 공간 확보와 도어 열림을 검증하기 위한 것으로서 실제로 항공기를 전복시키지 않고 설계요구 조건에 만족하는지 여부를 시험과 유한요소해석 프로그램을 이용하여 판단할 수 있는 방법을 제공할 수 있는 효과가 있다.
도 1은 본 발명의 일실시 예에 따른 항공기 전복 시 탑승자의 생존공간에 대한 안정성 판단 방법의 순서도.
도 2는 도 1의 방법을 구성하는 항공기 배치 단계를 통해 배치된 시험용 항공기의 상태를 나타낸 도면.
도 3은 도 1의 방법을 구성하는 변형량 측정 단계를 수행하기 위한 항공기 내부 공간에 장착된 변위 게이지의 배치 상태를 나타낸 도면.
도 4는 항공기 전복 상태에 대한 다양한 요구 조건을 나타낸 도면.
도 5는 도 1의 방법을 구성하는 시험 하중 부가 단계를 수행하기 위한 시험용 항공기의 배치 상태 및 하중 부가지점을 나타낸 도면.
도 6은 도 1의 방법을 구성하는 유한요소해석 단계를 수행하기 위해 시험용 항공기 및 흙에 대한 유한요소모델을 나타낸 도면.
도 7은 도 1의 방법을 구성하는 변형량 측정 단계와 제 1 유한요소해석 단계의 결과를 비교한 도면.
도 8은 도 1의 방법을 구성하는 변형량 측정 단계와 제 1 유한요소해석 단계의 결과 값을 비교한 도면.
도 9는 도 1의 방법을 구성하는 보정 계수 결정 단계를 통해 결정된 보정 계수가 반영된 제 2 유한요소해석 결과와 설계 요구 조건을 비교한 도면.
이하, 첨부한 도면들 및 후술되어 있는 내용을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시 예들을 상세히 설명한다. 그러나, 본 발명은 여기서 설명되어지는 실시 예들에 한정되지 않고 다른 형태로 구체화될 수도 있다. 오히려, 여기서 소개되는 실시 예들은 개시된 내용이 철저하고 완전해질 수 있도록 그리고 당업자에게 본 발명의 사상이 충분히 전달될 수 있도록 하기 위해 제공되어지는 것이다. 명세서 전체에 걸쳐서 동일한 참조번호들은 동일한 구성요소들을 나타낸다. 한편, 본 명세서에서 사용된 용어는 실시 예들을 설명하기 위한 것이며 본 발명을 제한하고자 하는 것은 아니다. 본 명세서에서, 단수형은 문구에서 특별히 언급되지 않는 한 복수형도 포함된다. 명세서에서 사용되는 "포함한다(comprises)" 및/또는 "포함하는(comprising)"은 언급된 구성요소, 단계, 동작 및/또는 소자가 하나 이상의 다른 구성요소, 단계, 동작 및/또는 소자의 존재 또는 추가를 배제하지 않는다. 이하, 도 1 내지 도 9를 참조하여, 본 발명의 일실시예에 따른 항공기 전복 시 탑승자의 생존공간에 대한 안정성 판단 방법에 대하여 상세히 설명하기로 한다. 도 1은 본 발명의 일실시 예에 따른 항공기 전복 시 탑승자의 생존공간에 대한 안정성 판단 방법의 순서도, 도 2는 도 1의 방법을 구성하는 항공기 배치 단계를 통해 배치된 시험용 항공기의 상태를 나타낸 도면, 도 3은 도 1의 방법을 구성하는 변형량 측정 단계를 수행하기 위한 항공기 내부 공간에 장착된 변위 게이지의 배치 상태를 나타낸 도면, 도 4는 항공기 전복 상태에 대한 다양한 요구 조건을 나타낸 도면, 도 5는 도 1의 방법을 구성하는 시험 하중 부가 단계를 수행하기 위한 시험용 항공기의 배치 상태 및 하중 부가지점을 나타낸 도면, 도 6은 도 1의 방법을 구성하는 유한요소해석 단계를 수행하기 위해 시험용 항공기 및 흙에 대한 유한요소모델을 나타낸 도면, 도 7은 도 1의 방법을 구성하는 변형량 측정 단계와 제 1 유한요소해석 단계의 결과를 비교한 도면, 도 8은 도 1의 방법을 구성하는 변형량 측정 단계와 제 1 유한요소해석 단계의 결과 값을 비교한 도면, 도 9는 도 1의 방법을 구성하는 보정 계수 결정 단계를 통해 결정된 보정 계수가 반영된 제 2 유한요소해석 결과와 설계 요구 조건을 비교한 도면이다. 도 1, 2를 참조하면, 항공기 배치 단계(S1)에서는 시험용 항공기(100)가 전복되는 상황에 놓여 지도록 특히, 시험용 항공기(100)의 조종실 지붕과 스피너(spinner)가 동시에 지면과 접촉되는 상황이 되도록 배치하게 된다. 도 2 및 도 5에 도시된 바와 같이 시험용 항공기(100)는 뒤집혀진 상태에서 조종실 지붕이 지면과 닿도록 17도의 각도로 경사지게 배치되며, 이를 위해 고정 치구(10)를 설치하여 시험용 항공기(100)가 소정 각도로 경사지게 배치되도록 한다. 도 2, 5를 참조하면, 전복 상황 모사 단계(S2)에서는 항공기 전복 상황이 비상착륙 시 개활지와 같은 장소에서 발생한다고 가정하고 이를 위해 시험용 항공기(100)의 조종실 윗면에 흙(30)이 접촉되도록 하며, 상기 흙(30)의 강도는 2.57 CBR(California Bearing Ratio)이 되도록 한다. 이때, 상기 흙(30)은 나무박스(250cm * 140cm * 30cm)에 담아 시험용 항공기(100)의 아래에 놓이도록 한다. 도 2, 5를 참조하면, 시험 하중 부가 단계(S3)에서는 항공기 설계 요구조건에 부합하도록 수직 아래 방향으로 시험용 항공기(100)에 시험 하중을 부가하게 된다. 이때, 상기 시험 하중은 항공기 무게의 3배가 되는 하중이 되도록 한다. 시험 하중 부가를 위해 시험용 항공기(100)의 하면에 하중 부가 치구(20)를 장착하게 되는데 하중 부가 치구(20)는 지면과 평행하게 무게 추를 올려놓을 수 있게 제작하여 주익-동체 체결 볼트를 이용하여 연결할 수 있다. 도 1, 3을 참조하면, 변형량 측정 단계(S4)에서는 상기 시험 하중 부가단계에서 부가된 하중에 의해 항공기 내부 공간의 다수의 위치에서 변형량을 측정하도록 한다. 도 3에 도시된 바와 같이 시험용 항공기(100)의 조종석 및 후방 승객석 상방 및 측방에 변위 게이지를 장착하여 Z방향과 Y방향으로 변위를 측정하도록 한다. 도 3(a)는 시험용 항공기의 각 부위에 배치되는 변위 게이지의 위치를 나타낸 도면이고 도 3(b)는 실제 변위 게이지를 장착하여 시험 하중을 부가하기 전에 찍은 사진을 나타낸 도면이다. 상기 변형량 측정 단계(S4)에 의해 측정된 결과는 도 8에 도시된바와 같다. 도 1을 참조하면, 상기 변형량 측정 단계(S4) 후에, 시험 대상 항공기의 도어 잠금 장치의 변형이나 파손 여부 및 열림 여부를 판단하는 도어 확인 단계(S5)가 더 포함될 수 있다. 항공기 전복 시에는 내부 탑승자의 안전을 보장할 공간이 확보되어야 할 뿐만 아니라 항공기 외부로의 탈출을 위해서 전복상황에서도 도어의 간섭현상이 없어야 하는 것이 항공기 설계 요구조건이기 때문에 이를 만족하는지 여부를 판단하도록 한다. 도 4를 참조하면, 항공기 전복 조건은 여러 가지 상황이 제시될 수 있는데 도 4의 표에 나타난 바와 같이 LC#1 조건은 항공기가 대칭 상태에서 조종실 지붕과 스피너(spinner)가 지면과 접촉하지만 스피너(spinner)는 하중을 지지할 수 있는 구조가 아님으로 하중은 조종실 지붕만 지지하는 조건으로 도 4(a)에 도시된 그림과 같다. LC#2 조건은 항공기가 대칭 상태에서 조종실 지붕과 방향타(Rudder)가 같이 하중을 지지하는 조건으로 도4(b)에 도시된 그림과 같다. LC#3 조건은 항공기가 비대칭 상태에서 조종석 지붕과 주익, 그리고 방향타(Rudder)가 같이 하중을 지지하는 조건으로 도4(c)에 도시된 그림과 같다. 따라서 LC#1 조건이 가장 구조물에 취약한 조건이 되므로 전복 상황은 LC#1 조건에 부합하도록 시험을 한다. 이때, 도 4(a)에 도시된 바와 같이 조종실 지붕에 수직 아래 방향으로 시험 하중이 부가됨과 함께 수평 방향으로 마찰력이 발생하는 상황을 고려하여야만 한다. 그러나 실제 시험에서는 마찰력 까지 고려하여 시험을 할 수 없으므로 마찰력을 고려한 시험은 유한요소해석 프로그램을 통해 변형량을 예측하는 방법을 사용하도록 한다. 이를 위해 상기 제 1 유한요소해석 단계(S6)에서는 상기 항공기 배치 단계(S1) 내지 시험 하중 부가 단계(S3)의 조건과 동일한 조건으로 유한요소해석 프로그램에 의해 항공기 내부 공간의 변형량을 예측하도록 한다. 도 6은 상기 제 1 유한요소해석 단계(S6) 수행을 위해 모델링을 하는 과정을 나타낸 도면이다. 상기 제 1 유한요소해석 단계(S6)에서는 실제 시험상황과 동일하게 수직 하중만을 고려하여 변형량을 예측하였으며, 그 결과가 도 7에 도시되어 있다. 도 7에 도시된 바와 같이 실제 시험을 통한 시험용 항공기(100)의 변형상태와 유한요소해석 프로그램을 통한 예측상태가 동일함을 알 수 있다. 도 8을 참조하면 동일한 조건이라도 실제 시험 결과와 유한요소해석 프로그램을 통한 예측 결과가 달라지므로 상기 제 1 유한요소해석 단계(S6)에서의 결과가 상기 변형량 측정 단계(S4)에서의 결과와 일치할 수 있도록 보정 계수를 선정할 필요가 있다. 이를 위해 보정 계수 결정 단계(S7)에서는 상기 변형량 측정 단계(S4)에서의 결과와 상기 제 1 유한요소해석 단계(S6)에서의 결과를 비교하여 제 1 유한요소해석 단계(S6)에서의 결과가 변형량 측정 단계(S4)에서의 결과와 일치할 수 있도록 보정계수를 결정한다. 이때 상기 보정 계수는 상기 제 1 유한요소해석 단계(S6)에서의 결과에 대한 상기 변형량 측정 단계(S4)의 결과에서 상기 제 1 유한요소해석 단계(S6)에서의 결과를 뺀 값의 비율 중 가장 큰 값으로 결정할 수 있다. 도 8에 도시된 바와 같이 SF202ZLT 부분에서는 -1%이고, SF203ZRT 부분에서는 15%이고, SF204ZLT 부분에서는 2%이고, SF201ZCT 부분에서는 -50%, -52%, -78%이다. 이때, 상기 값 중 가장 큰 값은 SF203ZRT 부분에서의 15% 즉 0.15가 되므로 보정계수는 0.15로 정해진다. 도 4(a)에 나타난 바와 같이 조종실 지붕과 흙이 접촉하는 부분에 수직 아래 방향의 하중뿐만 아니라 수평 방향의 마찰력이 작용하며, 작용되는 마찰력을 고려한 마찰하중은 항공기 무게의 1.5배가 되는 하중이 되도록 한다. 다만, 실제 시험에서는 마찰 하중이 고려되지 않았기 때문에 수직 아래 방향의 하중뿐만 아니라 수평 방향의 마찰하중도 고려한 유한요소해석이 필요하다. 따라서 제 2 유한요소해석 단계(S8)에서는 상기 제 1 유한요소해석 단계(S6)에서의 조건 외에 조종실 지붕이 지면과 접촉하는 부분에서 수평 방향으로 마찰력이 발생하는 조건을 고려하여 유한요소해석 프로그램에 의해 항공기 내부 공간의 변형량을 예측하도록 한다. 상기 제 2 유한요소해석 단계(S8)에 의해 예측된 변형량은 도 9에 도시된 바와 같다. 도 9에 도시된 바와 같이 상기 안정성 판단 단계(S9)에서는 상기 보정 계수 결정 단계(S7)에서 결정된 보정 계수를 상기 제 2 유한요소해석 단계(S8)에서 계산된 결과에 반영하여 조종실 내부 공간의 안정성을 판단하도록 한다. 이를 위해 상기 보정 계수 결정 단계(S7)에서 결정된 보정계수에 1을 더한 값을 상기 제 2 유한요소해석 단계(S8)에서의 결과에 곱한 후 항공기 설계 요구조건과 비교하여 항공기 설계 요구조건의 범위 내의 변형인지 여부를 판단하도록 한다. 즉, 도 8에 도시된 바와 같이 실제 시험에 의한 변형량 측정 단계(S4)에서의 결과와 유한요소해석 프로그램을 통한 제 1 유한요소해석 단계(S6)에서의 결과가 최대 변위가 보이는 SF203ZRT 부분에서 실제 시험에 의한 변형량 측정 단계(S4)에서의 결과가 15%(0.15) 더 크므로 그 차이만큼 보정 할 수 있도록 0.15라는 보정 계수를 결정하고, 제 1 유한요소해석 단계(S6)에서는 고려되지 않았던 조종실 지붕이 지면과 접촉하는 부분에서 수평 방향으로 마찰력이 발생하는 조건을 추가적으로 고려하여 유한요소해석 프로그램을 통해 항공기 내부 공간의 변형량을 다시 예측하는 과정인 제 2 유한요소해석 단계(S8)에서의 결과 값에 보정계수를 반영하여 안정성을 판단하도록 한다. 도 9에 도시된 바와 같이 Y방향의 변위 즉, 폭 변위는 변위량의 감소로 생존공간 확보여부가 평가되지만 모두 증가하였기 때문에 생존공간이 확보된 것으로 안정하다고 판단할 수 있다. 또한, Z방향의 변위 즉, 높이의 변위는 도 9에 도시된 바와 같이 SF202ZLT 부분은 설계 요구 조건이 -290.7mm 임에 비해 보정 계수가 반영된 변형량은 -187.5mm로서 요구 조건 내의 변형량에 해당하고, SF203ZRT 부분은 설계 요구 조건이 -290.7mm 임에 비해 보정 계수가 반영된 변형량은 -203.1mm로서 요구 조건 내의 변형량에 해당하고, SF204ZLT 부분은 설계 요구 조건이 -274.3mm 임에 비해 보정 계수가 반영된 변형량은 -7.1mm로서 요구 조건 내의 변형량에 해당한다. 따라서, 도 9에 도시된 바와 같이 항공기 전복에 의한 내부 공간의 변형은 항공기 설계 요구조건에 부합하는 변위 내의 변형량이므로 탑승자의 생존공간이 확보됨이 본 발명의 일실시 예인 항공기 전복 시 탑승자의 생존 공간에 대한 안전성 판단 방법을 통해 입증되었다고 볼 수 있다. 이상에서 대표적인 실시 예를 통하여 본 발명에 대하여 상세하게 설명하였으나, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자는 상술한 실시 예에 대하여 본 발명의 범주에서 벗어나지 않는 한도 내에서 다양한 변형이 가능함을 이해할 것이다. 그러므로 본 발명의 권리 범위는 설명된 실시 예에 국한되어 정해져서는 안 되며, 후술하는 특허청구범위뿐만 아니라 이 특허청구범위와 균등 개념으로부터 도출되는 모든 변경 또는 변형된 형태에 의하여 정해져야 한다.
10 : 고정 치구
20 : 하중 부가 치구
30 : 흙
100 : 시험용 항공기 |
