항공기 구조 부품 및 동적 구성품의 내 탄환 손상 설계 방법{BALLISTIC DAMAGE DESIGN METHOD FOR STRUCTURE MATERIAL AND DYNAMIC COMPONENT OF AIRCRAFT}
본 발명은 항공기 구조 부품 및 동적 구성품의 내 탄환 손상 설계 방법에 관한 것으로, 구체적으로는 군용 헬리콥터의 기체 구조 구성품(Airframe Structure Component), 로터 시스템 및 동력 전달 계통 등 항공기의 비행 안전 및 생존을 위해 필수적인 구성품의 생존성 요구도 만족을 위해, 내 탄환 손상 설계 기초 데이터의 획득 및 시험 결과의 분석 등 항공기 구조 부품 및 동적 구성품의 내 탄환 손상 설계 방법에 관한 것이다.
군용 헬리콥터를 개발함에 있어서 그 헬리콥터가 적의 위협(Threat)에 어떤 형태로 주로 노출되며, 어떤 부위가 적의 위협에 취약한지, 그리고 이런 취약부위의 방호를 위해 어떠한 방법을 사용하고 있는지는 엄격한 군사 기밀에 속한다. 따라서, 새로운 군용 헬리콥터를 개발하기 위해서는 예상되는 적의 위협을 과거의 전투 경험을 토대로 헬리콥터가 받은 공격 유형을 여러 형태로 분류, 분석하여 결정되어야 하며, 새로 개발되는 헬리콥터의 기체 구조 및 동적 구성품에서 어느 부위가 적의 위협으로부터 취약한가 하는 것은 생존성 분석을 통해 결정되어야한다. 헬리콥터의 비행 필수 구성품(Flight Essential Components; FEC)은 적의 공격으로 인하여 피탄되더라도 일정한 시간 동안 귀환을 위한 안전 비행을 할 수 있도록 설계되어야 한다. 군용 헬리콥터 기체 구조를 적의 위협으로부터 생존성을 확보하도록 설계하려면 최우선적으로 내 탄환 손상 설계가 필요하며, 내 탄환 손상 설계를 위해서는 손상에 대한 개념 및 손상 유형의 정의 등이 선결 과제이다.
따라서, 본 발명은 상술한 바와 같은 과제를 해결하기 위해 안출된 것으로서, 본 발명은 내 탄환 손상 설계 기초 데이터의 획득 및 시험 결과의 분석을 통한 항공기 구조 재료의 내 탄환 손상 설계 방법을 제공하는 것을 목적으로 한다.
상기 목적을 달성하기 위해, 본 발명에 따른 항공기 구조 재료의 내 탄환 손상 설계 방법은, 내 탄환 설계 대상 품목을 정의하는 단계(S100)와, 재질, 치구 및 시편 형상을 설계하는 단계(S200)와, 피탄 시험 및 손상 데이터베이스를 구축하는 단계(S300)와, 구조물을 사이징(sizing : 내 탄환 손상 해석)하는 단계(S400)와, 내 탄환 요구도를 만족하는지를 평가하는 단계(S500)와, 상기 요구도를 만족하지 않는 경우에는, 상기 단계(S400)로 진행되며, 상기 요구도를 만족하는 경우에는, 내 탄환 설계를 완료하는 단계(S600)를 포함하는 것을 특징으로 한다. 또한, 본 발명에 따른 항공기 구조 재료의 내 탄환 손상 설계 방법은, 상기 단계(S100)에서, 상기 내 탄환 설계 대상 품목을 부품별 임계 피격 각도 및 손상 크기의 보수적 정의를 통한 내탄환 손상 설계의 기준을 확립하는 것을 특징으로 한다. 또한, 본 발명에 따른 항공기 구조 재료의 내 탄환 손상 설계 방법은, 상기 단계(S300)에서, 상기 손상 데이터베이스는 시편 형상별, 두께별, 피탄 각도별로 손상 유형을 구축하는 것을 특징으로 한다. 또한, 본 발명에 따른 항공기 구조 재료의 내 탄환 손상 설계 방법은, 상기 단계(S200)에서, 상기 단계(S300)의 상기 손상 데이터베이스를 구축시 상기 시편의 형상은 피격 각도를 조절할 수 있도록, 속이 비어 있는 중공 축 형상의 원형 단면을 가진 시편과, 직육면체 형태의 평판 시편으로 설계하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 의하면 내 탄환 손상 설계 기초 데이터의 획득 및 시험 결과의 분석을 통한 항공기 구조 재료의 내 탄환 손상 설계 방법을 제공하는 효과가 있다.
도 1은 시험 결과의 신뢰도를 높이기 위한 요각 측정 사진을 나타내는 도면.
도 2는 본 발명에서 사용된 시편의 규격 및 형상을 나타내는 도면.
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 시험에 적용된 피탄 쿠폰 시험 개념도 및 피격 각도 조절을 위한 치구 설계 개념도.
도 4는 AL70xx 계열(Plate) 피탄 시험 데이터베이스로부터 도출된 결과를 나타내는 자료.
도 5는 각 시편별 피탄 장면을 나타내는 도면.
도 6은 피격 각도 및 손상 유형을 정의하는 도면.
도 7 및 도 8은 항공기 주요 기골(Bulkhead)에 대한 내탄환 손상 해석 결과를 나타내는 도면.
도 9는 본 발명에 따른 항공기 구조 재료의 내 탄환 손상 설계 방법에 대한 업무 프로세서를 나타내는 플로어 차트.
이하, 첨부한 도면들 및 후술되어 있는 내용을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예들을 상세히 설명한다. 그러나, 본 발명은 여기서 설명되는 실시예들에 한정되지 않고 다른 형태로 구체화될 수도 있다. 오히려, 여기서 소개되는 실시예들은 개시된 내용이 철저하고 완전해질 수 있도록 그리고 당업자에게 본 발명의 사상이 충분히 전달될 수 있도록 하기 위해 제공되는 것이다. 명세서 전체에 걸쳐서 동일한 참조 번호들은 동일한 구성 요소들을 나타낸다. 한편, 본 명세서에서 사용된 용어는 실시예들을 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 구성 요소, 단계, 동작 및/또는 소자가 하나 이상의 다른 구성 요소, 단계, 동작 및/또는 소자의 존재 또는 추가를 배제하지 않는다.
피탄 쿠폰 시험은 공인 기관으로부터 인증받은 시설을 보유한 국내 전문 사격 기관의 시험장을 이용하여 수행되며, 사용된 탄환은 현재 적성국에서 항공기 위협을 위해 주로 사용하는 기관총과 동일한 구경의 철갑탄(AP XX. XX mm)이 사용된다. 시험 결과는 시편의 재질별, 두께별, 형상별로 데이터베이스화하여 내 탄환 손상 설계에 적용한다.
탄환 손상(Ballistic Damage)은 헬리콥터가 임무 수행 중 가해진 적의 기총 위협에 의해 기체가 피탄되어 손상을 입는 것을 의미하며, 피탄된 헬리콥터는 일정 시간 동안 구조의 추가적인 파손 없이 제자리 비행 또는 안전 비행을 유지할 수 있어야 한다. 군용 헬리콥터의 경우, 피탄에 의한 손상이 설계 시 고려되어야 할 중요한 개념이며, 헬리콥터의 생존 능력과 직결되어 있기 때문에, 대부분의 요구도 및 관련 정보는 군사 비밀로 관리되고 있다. 특히, 탄환 손상(Ballistic Damage)에 대한 기준 및 요구도는 기존의 구조 설계 가이드라인이나 규격서에서조차 극히 제한적으로만 다루어지고 있어 이를 해석적 도구로 정량화하여 적용함에는 상당한 어려움이 있다. 따라서, 시험을 통해 도출된 손상 기준을 보수적으로 정의하고, 이를 내 탄환 손상 설계 방법에 적용한다.
1. 탄의 종류 항공기 피격을 위해 사용되는 주요 탄환은 크게 '비 폭발성 탄환(Non-Explosive Projec -tiles)'과, '폭발성 탄환(Explosive Projectiles)'으로 분류된다. 본 발명에서 사용된 탄환은 철갑탄(AP XX. XXmm)으로 비 폭발성 탄환이다. 비 폭발성 탄환은 탄자의 특징에 따라 다음의 4가지로 분류되는데, 각각의 특징에 따른 분류 명에 대한 이니셜을 탄환명에 덧붙여서 사용한다. a) Ball(B) b) Armor Piercing(AP) c) Incendiary(I) d) Tracer(T)
2. 시편 및 치구 2.1. 시편 재질 및 수량 시편의 종류는 Plate, Tube, Bar로 구분되며, 각 시편은 두께별, 각도별 평균 관통홀의 크기를 통계적으로 결정하기 위해, 각 시편마다 4 ~ 5회씩 격발하며, 시편의 수량, 재질 및 피탄 각도는 표 1 ~ 2와 같다. 표 1은 시편별 두께, 재질 및 파탄 각도(Plate)를 나타내며, 표 2는 시편별 두께, 재질 및 파탄 각도(Tube)를 나타낸다.
본 시험에 사용된 시편은 속이 비어 있는 중공 축 형상의 원형 단면을 가진 시편과, 직육면체 형태의 평판 시편 두 가지 종류가 사용된다. 튜브 형상의 시편은 시편의 중앙 부위(Center)와 가장자리(Edge)를 관통하는 경우의 손상 유형을 각각 확인하기 위해, 0°에 대해서만 시험을 하기로 되어 있었으나, 시험을 진행하면서 0°에 대한 손상 유형 데이터베이스가 충분히 취득된 것으로 판단되어, 일부 시편을 30°, 60°인 경우에 대해서 추가 시험을 수행하였으며, Tube 시편에 대한 손상 데이터를 30° 및 60°에 대해서도 추가 획득하였다. 본 시험 수행 전 탄자가 시편에 충돌시 허용된 요각(Yaw Angle) 이내로 피탄되는지 여부를 확인하기 위한 요각 측정 시험(Yaw Angle Test)을 수행하였으며, 도 1은 요각 측정 사진이다. 2.2. 시편/치구의 규격 및 형상 본 시험에 사용된 시편의 규격 및 형상은 도 2와 같고, 시험 치구는 피탄시 발생하는 강한 충격으로부터 시편의 이탈을 방지하고, 시편을 견고하게 지지해 줄 수 있도록 충분한 강도를 갖게 제작되었으며, 충돌시 사전에 계획된 피탄 각도를 유지할 수 있도록 0°, 30°, 60°에 대하여 각각 제작하였다. 도 2는 시편 및 치구의 규격 및 형상을 나타내고 있다. 2.3. 시험 수행 본 시험에 사용된 기총은 CALIBER XX, 탄환은 XX.XX*XX Type AP M2 탄으로, 관련 전문 시험 기관에서 기총 및 탄환 일체를 제공하였다. 본 시험에 적용된 피탄 쿠폰 시험 개념도는 도 3과 같다. 최적의 시험 결과를 도출하기 위해, 시험시 적용된 제반 사항은 표 3과 같다. 표 3은 시험 제반 사항을 나타낸다.
3. 시험 결과 3.1. 시험 형상별 결과 요약 각 시편 형상별 시험 결과는 표 4와 같으며, 세부 내용은 1) ~ 8)에 설명하였다. 1) Aluminum 재질의 Plate 시편의 최대 관통 두께(Complete Penetration Limit; CP)는 1.0" 전후이며, PH13_xMo Hxxxx Plate 시편의 최대 관통 두께(CP)는 0.5" 전후임. 2) Plate 및 Tube 시편에 대해, 충돌 입부(Inlet)의 손상보다 출부(Outlet)의 손상이 더 크게 나타남. 3) Aluminum 20xx Tube 시편의 경우, 중앙 관통보다 가장자리를 관통하는 경우 더욱 큰 손상이 발생함. 4) PH13_xMo H1xxx 재질의 Tube 시편은 중앙 관통시 가장자리 관통 또는 스치는 경우보다 손상의 크기가 더 큼(단발 피격의 경우). 5) Plate 시편의 경우 0°로 피격된 경우의 최대 손상 크기는 탄자 지름과 유사함(클린 홀(hole)에 가까움). 6) Plate 및 Tube 모두 피격 각도가 클수록 손상이 크게 발생함(임계 관통 두께 이하 시편). 7) PH_xMo H1xxx Plate 시편은 두께 0.5" 이상이고, 30° 이상의 각도로 피격될 경우 관통되지 않고, 탄자가 시편의 표면에 맞고 튀어 나감(이때, 탄자는 깨어짐). 8) Aluminum 재질의 Plate 시편의 경우는 두께 1.0" 이상, 30° 이상의 각도에서 상기 "7)"과 같은 현상이 발생함. 표 4는 시편 형상별 시험 결과를 나타내고, 도 4는 AL70xx 계열(Plate) 피탄 시험 결과를 나타내며, 도 5는 각 시편별 피탄 장면을 나타낸다.
4. 설계 적용 설계 적용을 위한 부품별 손상 유형 및 크기는 시험 결과의 분석을 통해 정의되었으며, 도 6 및 표 5에 그 예를 나타내었다. 도 6은 피격 각도 및 손상 유형을 정의하고, 표 5는 부품별 내 탄환 손상 기준을 나타내고 있다.
표 5의 Bulkhead에 대한 내탄환 손상 해석 결과는 도 7 ~ 도 8과 같고, 피격후 해당 부품의 수명은 헬리콥터의 안전 복귀를 위해 요구되는 비행 시간을 충분히 확보하고 있는 것으로 평가된다. 도 7은 손상 부위 응력 분포를 나타내고, 도 8은 하중 조건별 손상 분포를 나타낸다.
따라서, 본 시험을 통해, 군용 헬리콥터에 사용되는 대표적인 금속 재료에 대한 시편 형상별, 두께별, 피탄 각도별 손상 유형을 확인 및 데이터베이스화하고, 부품별 임계 피격 각도 및 손상 크기를 보수적으로 정의하여, 내 탄환 손상 설계 기준을 확립하였다. 또한, 항공기 부품 설계에 그 기준을 적용하여 군용 헬리콥터의 피탄 생존성을 확보하였다.
도 9는 본 발명에 따른 항공기 구조 재료의 내 탄환 손상 설계 방법을 나타내는 플로어 차트이다. 도 9을 참조하면, 본 발명에 따른 항공기 구조 재료의 내 탄환 손상 설계 방법은, 내 탄환 설계 대상 품목을 정의하는 단계(S100)와, 재질, 치구 및 시편 형상을 설계하는 단계(S200)와, 피탄 시험 및 손상 데이터베이스를 구축하는 단계(S300)와, 구조물을 사이징(sizing : 내 탄환 손상 해석)하는 단계(S400)와, 내 탄환 요구도를 만족하는지를 평가하는 단계(S500)와, 상기 요구도를 만족하지 않는 경우에는, 상기 단계(S400)로 진행되며, 상기 요구도를 만족하는 경우에는, 내 탄환 설계를 완료하는 단계(S600)를 포함한다. 이에 의해, 군용 헬리콥터에 사용되는 대표적인 금속 재료에 대한 시편 형상별, 두께별, 피탄 각도별 손상 유형을 확인 및 데이터베이스화할 수 있고, 부품별 임계 피격 각도 및 손상 크기의 보수적 정의를 통한 내탄환 손상 설계의 기준을 확립할 수 있으며, 항공기 부품 설계에 그 기준을 적용하여 군용 헬리콥터의 피탄 생존성을 확보할 수 있는 효과가 있다.
이상에서는 본 발명의 실시예를 예로 들어 설명하였지만, 당업자의 수준에서 다양한 변경이 가능하다. 따라서, 본 발명은 상기의 실시예에 한정되어 해석되어서는 안되며, 이하에 기재된 특허청구범위에 의해 해석되어야 함이 자명하다. |
