이 블로그를 보다 더 잘 이해하기 위해서는 유튜브에서 codingart 로 검색하여 들어가자. 대학교 2학년 수준의 기계공작법 시리즈 1-1 부터 15-2에 이르는 30개 한학기 강의 영상이 있으며 여기서는 기계재료, 기계공작법, 재료역학 및 기계요소설계 일부분을 함축적으로 다루고 있다. 재료역학만 관심이 있다면 2-11 6주차 1교시 부터 14-2까지만 구독 시청해도 도움이 될 것이다.
재료역학은 일반 공과대학 교과과정에 포함되어 있어 충분히 공부를 할 수 있지만 항공기 개발 경험에 기반하여 어떻게 항공기 구조의 역학적 설계에 적용하는지에 대해서는 의문이 들 수도 있을 것이다. 미국에서 사용되는 항공기 구조역학 교과서를 참조해 봐도 에너지 메소드니 부정정 보니 박스빔 이론이라든지 복잡하면서 장황한 기법 위주로만 강의가 이루어져 항공산업 실무에서 어떻게 응용하는지 짐작 할만한 힌트들은 별로 없는 듯하다. 하지만 이러한 갭이 그리 크지 않기 때문에 쉽게 극복이 가능하다.
특히 아래에 작성된 재료역학적 논의는 KAI 라든지 또는 록히드마틴이나 보잉사를 포함하는 항공산업 실무에서 stress 그룹에서 업무를 담당한다. 적어도 새로이 비행기 1대를 개발하려면 적어도 2만장 이상의 도면이 작성되어야 하며 이들 중 구조부재에 해당하는 부품설계라면 일일이 FEM을 포함하는 CAE 툴로 해석을 해야할 필요가 있다. 대다수의 구조부품들의 하중 조건이나 허용응력은 stress 그룹에서 수집해서 처리가 가능하지만 이번 블로그에서 원리적으로 설명하는 하중 조건이라고 하는 것은 별도의 하중 그룹으로 부터 가혹하중 조건을 전달 받아 해석에 적용해야 한다. 록히드 마틴이나 보잉사 경우에도 당연히 하중업무를 전담하는 특별한 그룹이 있다고 보면 된다.
아울러 항공기 구조역학과 긴밀히 연관된 공기역학, 열역학, 비행역학, 비행 제어 관련해서는 별도의 블로그에서 다룰 예정이다.
항공기 날개 구조
옆 그림은 1903년 노스캐롤라이나 키티호크 바닷가 언덕에서 첫 번째로 성공적인 시험 비행을 마친 라이트 형 제들의 기체 정면도이다. 이 기체 구조를 살펴보면 성긴 간격으로 구조부재들을 배치하여 제작하였다. 즉 그림 오른편의 구조 부재들에서 볼 수 있듯이 단순한 인장력 또는 압축력만을 견딜 수 있도록 기체구조즉 트러스(truss)형태로 설계·제작하였다.
트러스 구조 문제는 재료역학 초반에 정역학의 2가지 조건을 적용하는 간단한 문제들로 이루어진다.
① 모든 힘의 합은 0 이 된다.
② 임의로 선정된 점에 대해서 모든 모멘트의 합은 0 이 된다.
Write 형제 시절의 간단한 트러스 항공기 구조에서 시적했지만 오늘날의 고정익 항공기 설계는 좀 더 복잡해져 적어도 날개 구조 요소들이 인장 압축 외에도 전단이나 굽힘 모멘트를 감당할 수 있도록 발전 되어 왔다.
일반적으로 민간 제트 항공기의 날개는 3차원 형상이지만 날개의 전체 길이에 비해 날개의 폭 즉 시위(chord) 의 길이가 상당히 작은 값을 가지며 아울러 동체로부터 날개 끝 부분에 이르기까지 점차 날개 단면 형상이 닮은꼴로 감소하는 형상이다. 날개 전체적으로는 휘청거릴 정도로 유연할지 몰라도 날개 뿌리 부분에서 만큼은 동체와 튼튼하게 체결이 이루어진다. 따라서 항공기 날개 구조는 재료역학적 관점에서의 강도(strength)설계를 위해 날개 길이 방향에 따라 단면 형상이 변화하는 외팔보(cantilever beam)로 가정이 가능하다.
아래에 지지 방식에 따른 보의 유형을 살펴보자.
참조:https://www.mechanicalbooster.com/2016/09/types-of-beams.html
① 단순보: 보의 양끝을 지지하는 보, 한쪽은 롤러 형도 가능
② 외팔보: 보의 한쪽만 고정하되 하중울 받아도 기울기가 변하지 않는 강건한 지지 보
왼쪽의 고정 방식은 clamp 라고도 한다. 단순 지지와는 달리 보가 굽힘으로 인해 휘드라도 고정도니 지지점에서 기울기가 수평으로 유지되는 강건한 지지방식이다. 실제 항공기 설계에서도 이 부분은 fail safe까지 감안하여 일부 체결 볼트에 파단이 일어나도 견딜 수 있는 강도로 설계한다.
참고로 fail safe 체결은 여러개의 fastner 로 체결된 구조에서 어느 한 두개 fastner의 failure가 일어나드라도 안전하게 체결 구조가 지탱할 수 있는 체결이다.
③ 양단 고정보: 보의 양단을 지지하는 경우
④ 연속 보: 지지점이 촘촘할 정도로 많은 보
⑤ 교수대 모양 보: 항공기 날개에 랜딩기어가 부착되어 있는 경우 오버행 보로 볼수도 있는데 이 문제는 지상 활주로에서 가능한 상황으로 랜딩기어로부터 받게되는 반력을 외팔보에 가해지는 하중으로 처리할 수 있을 것이다.
항공기 날개에 작용하는 하중
항공기 운항 중에 날개에 발생하는 하중은 항공사별로 자체적인 경험 데이터를 충분히 축적하여 보유하고 있으며, 시험 비행 및 CFD(전산유체역학) 시뮬레이션 기법들에 의해서도 얻어질 수 있다.
외팔보 모델에 적용하기 위해서는 날개 폭 방향 즉 시위(chord)를 따라서 평균을 내게 되면 아래 그림과 같은 비균일 공력 분포 하중이 얻어질 수 있다.
하지만 이 외에도 날개 하부에 연료탱크나 폭탄을 파일런에 장착할경우 이는 재료역학의 중첩원리에 의해서 추가적인 집중하중으로 처리하면 될 것이다.
그외에도 날개에 프로펠러 엔진이 장착되어 있으면 엔진 토크가 보에 작용하는 집중적인 커플 하중으로 볼 수 있다. 커플 하중은 한 점에 작용하는 모멘트를 뜻한다.
한 점에 집중된 커플 하중에 비해 분포형 커플 하중은 이론적으로 가능하지만 실 사례는 아직 보지 못했다.
이러한 날개 방향으로의 분포하중이 작용한다면 그 결과 외팔보로 가정했던 항공기 날개는 옆 그림과 같이 변형이 일어날 수 있을 것이다.
학습문제) 항공기 날개는 재료역학적인 관점에서 어떤 보의 형태로 가정할 수 있는지 생각해 보자.
항공기 기체를 구성하는 중요한 합금으로서 두랄루민은 Al, Cu, Mo, Mn 들로 구성되며 높은 강도와 시효 경화하는 물성을 가진 재료이다. 두랄루민은 ductile 한 재료로서 극한강도(ultimate tensile stress)를 넘어서도 hardening 효과로 인해서 좀 더 변형하다가 끓어지게 된다.
두랄루민의 허용설계 응력은 항복응력을 기준강도로 설정한다. 압축응력을 많이 받는 항공기 동체 특정 부위나 날개의 상부 면에 금속인 두랄루민 스킨의 버클링 현상이 다소 일어나는 것을 허용하는 취지이다.
재료강도학에서 안전률(Factor of Safety) 설계는 일반 기계요소 부품의 경우는 3.0 이고 가해지는 하중이 심각해 질수록 안전률 값은 커지게 된다. 충격하중의 경우는 10.0 을 상회하기도 한다. 하지만 항공기에서는 에너지 소비를 최소화 하기 위한 경량화 문제로 인해 그 값이 상당히 제한되며 FAA(Fedral Administration) Part 25에 의하면 최악의 경우 즉 설계허용응력으로 설정한 Yield Stress 값을 기준으로 하여 추가로 50% 까지 시험에서 견딜 것을 법적으로 요구하고 있다. 즉 안전률 값 1.5 인 셈이다.
학습문제) 허용응력과 인장강도르르 사용해 안전률 공식을 정의해 보자.
보잉 777 날개 하중 시험 영상에 의하면 154% 에서 날개 구조가 박살이 나는데 이는 안전률 1.5 를 넘어서는 지점에 해당한다. 다음 영상을 참조하자.
boeing 777 wing load test - Yahoo Video Search Results
Turn Off SafeSearch Turning SafeSearch off may result in the display of Web, Video and Image search results of a mature or sexually explicit nature. By clicking "I Accept," you certify that you are at least 18 years old and agree to the Terms of Service. L
video.search.yahoo.com
학습문제) 항공기 날개의 안전률 적용과 충격 하중이 작용할 수도 있는 랜딩기어의 안전률을 비교해 보자.
시험적이든 또는 CFD(전산유체역학) 시뮬레이션 기법이든 항공기 날개에 가해지는 양력 분포가 결정될 수 있으면 이는 2가지로 분리가 가능하다. 첫 번째 날개 길이 방향으로 굽힘을 유발하는 하중과 날개 각 단면에서 비틀림을 유발하는 하중이 바로 그것이다.
재료역학의 보 이론은 선형이론이기때문에 하중 조건은 중첩이 가능하다. 따라서 굽힘과 비틀림을 함께 적용하여 날개 구조를 해석할 수 있다. 수계산이 아닌 NASTRAN이나 ANSYS 또는 Elfini 와 같은 CAE Solver 를 사용하는 경우에는 세밀한 메시들로 분할하여 모델링 하겠지만 각 구조요소들(spar, stringer, skin, rib)의 특성을 감안하여 전체적으로 보로서 거동할 수 있게끔 모델링 하면 된다.
날개 전체를 보로 모델링할 경우 보 길이 방향에 따라 가해지는 하중 조건에 대해서 날개 단면을 재료역학적으로 모델링해보자.
즉 날개 하중은 구조요소인 전 후방 스파들과 리브,스트링어, 스킨이 나누어서 지탱하는 구조이다. 이 구조 요소들은 각각 날개 전체의 굽힘에 따른 인장이나 압축에 한하여 중요한 역할을 담당한다. 아울러 비틀림 하중에 의해 발생하는 전단력도 분담하게 되는데 구조요소별로 분담 능력이 달라진다. 예를 들어 스트링어의 경우 그 단면적의 관성모멘트 기여 효과로 인해 인장이나 압축에 대해서는 효과적잊만 전단 하중을 그다지 소화하지 못하는 특징이 있다.
이러한점들을 감안하면 날개 단면에서 리딩엣지와 트레일링 엣지는 그다지 하중을 받아 주지 못하는 구조이기때문에 나머지 Box 형태의 주구조물만이 남게 되는 것이다. 이를 Box Beam 이라 칭하는 이유는 굽힘과 전단 하중이 작용하기때문이다. 날개 길이 방향에 따른 굽힘 모멘트에 의한 굽힘 응력과 Box의 단면에서 받게되는 전단 응력이 결정이 되면 등가응력 계산법에 의해서 등가응력을 산출하여 허용설계응력을 만족하는지 검토가 이루어져야 할 것이다.
이러한 구조적인 특징들은 보 모델을 사용하여 날개 구조해석을 해야 할 경우 준비되어야 하는 내용들이다.
한편 유한요소법 FEM 모델을 사용하여 날개 구조해석을 할 경우에는 날개 형상을 모델링에 의해 단순화 할 필요 없이 있는 그대로 사용하되 구조요소들(spar, stringer, skin, rib)들을 설계에 따라 정확하게 배치시켜 주어야 한다. 예를 들면 spar 의 경우 굽힘 모멘트와 비틀림 모멘트를 제대로 전달할 수 있도록 복합적으로 element 를 구성해야 한다. 만약에 spar 를 일종의 I 빔 형상으로 가정한다면 상단과 하단은 spar cap element 인 rod element 를 사용하여 모델링하고 가운데의 spar web 은 shear element 로 지정해야 할 것이다. 이러한 논의는 날개 구조의 정확한 하중 전달 경로를 이해한다면 그리 어려울 것이 없을 것이다.
stringer 의 경우는 선요소인 rod element를 사용하여 길이 방향으로 인장 및 압축응력만을 전달할 수 있도록 모델링 한다.
skin 의 경우는 충분한 메시 생성 작업 후 인장 압축 전단의 평면응력들을 전달할 수 있는 membrane element를 선택한다.아울러 날개의 스킨은 한장의 모노코크로 이루어지지는 않기때문에 작은 직사각형 스킨조각들을 리벳팅에 의해 접합하여 이루어지므로 리벳 또한 구조요소이기는 하지만 큰 하중을 전달하는 주 구조요소로 보지는 않는다. 따라서 주구조요소에 가해지는 하중에 대한 반력과 세부적으로 응력분포가 계산되면 자유물체도로 분해 후 리벳 문제를 분석할 수 있을 것이다.
이와 같이 유한 요소 즉 FEM에 의해 날개 구조 모델링 작업에서 앞서 언급되었던 굽힘과 비틀림을 전달하는 Box Beam의 개념이 잘 적용될 수 있도록 구성해야 한다. 아울러 하중을 가하는 방식도 시위(chord) 방향으로 평균을 낼 필요 없이 3차원 하중을 각 FEM 노드에 가해 주면 될 것이다.
다음 그림은 날개를 외팔보 방식으로 지지할 경우에 가혹한 수준의 굽힘 모멘트 하중을 가하면 상부 스킨에 주름이 잡히는 현상이 일어난다. 이러한 현상은 실제로 압축을 받게 되는 날개 상부외에도 동체하부에서 관찰될 수 있는 현상으로서 좌굴(buckling)이라고 한다.
그림은 날개의 구조 요소를 보여주고 있다. 날개 주위의 공기흐름에 의해 발생하는 입체적인 양력분포는 y축을 따라서 굽힘 모멘트 분포를 발생시키며 동시에 이 양력 분포는 y축에 대해서 대칭이 아니므로 날개구조에 비틀림도 작용하게 된다.
이와 같이 윗 방향 좌표축 z 방향으로 양력이 직용하는것이 사실이라면 날개 위 스킨(SKIN) 면에는 압축 응력이 작용하며 아래 스킨 면에는 인장응력이 작용하게 된다.
이러한 날개 구조에서 만약 격막에 해당하는 리브(RIB) 구조요소가 부재한 상태에서 날개의 아래 위 어떤 면이든 압축 상태에 놓이게 된다면 주름지게 되는 좌굴(buckling) failure 현상이 일어날 가능성이 높아진다.
비행 중 날개 구조 중에서 얇은 두께의 스킨(SKIN)이 받게 되는 과도한 수준의 인장, 압축, 전단 응력 수준을 위 그림의 구조요소처럼 단면적 증가 효과를 통해 완화시켜 줄 필요가 있다. 이 구조요소의 단면적 형상은 Z, L, ⊥ 와 같이 다양한 형상을 가지는 이 구조요소는 스트링어(stinger)이다.
벌크헤드는 탄소강으로 제작된 벌크헤드는 날개나 동체의 형상을 거의 강체수준으로 유지시키며 집중하중을 받게되는 장치를 매달 수 이는 구조부재이다.
로드는 길이방향으로 인장 또는 압축을 견딜 수 있는 일차원 구조 부재이다.
보는 굽힘모멘트와 비틀림을 전달하는 기계분야의 구조요소를 뜻한다. 항공분야에서는 부위에 따라 별도의 명칭이 있음에 유의하자.
플렌지는 두 개의 축계요소를 볼트 체결을 할 수 있도록커플링하기 위한 기계요소이다.
날개 구조에서 비행 중 공기흐름에 의해 위 방향 즉 z 축방향으로 날개 면에 발생하는 이 양력 분포는 윗방향 굽힘 모멘트를 발생시키며 아울러 날개 길이 방향인 y축에 관해서 비대칭이므로 날개를 비틀려는 모멘트가 발생하게 된다. 이때 각 구조요소 중 SPAR가 받게 되는 모멘트 종류와 SKIN 및 RIB가 감당하게 될 응력 상태를 분석해 보자.
날개에 가해지는 굽힘모메트와 비틀림 모멘트는 보 구조에 해당하는 SPAR가 대부분 받으며 아울러 SKIN도 SPAR 상하부에 붙어 있어 보의 면적 모멘트 증가에 일부 기여하기는 한다. 하지만 SKIN은 평면 요소이므로 결국 인장, 압축응력 형태로 나타난다. 한편 비틀림에 대한 전단력은 주로 SKIN과 RIB 경계면을 따라 분포하게 된다.
두랄루민은 항공기 기체를 구성하는 중요한 합금으로서 Al, Cu, Mo, Mn 들로 구성되며 높은 강도와 시효 경화하는 물성을 가진 재료다.
일반적으로 민간 제트 항공기의 날개는 3차원 형상이지만 날개의 전체 길이에 비해 날개의 폭 즉 시위(chord) 의 길이가 상당히 작은 값을 가지며 아울러 동체로부터 날개 끝 부분에 이르기까지 점차 날개 단면 형상이 닮은꼴로 감소하는 형상이다. 날개 전체적으로는 휘청거릴 정도로 유연할지 몰라도 날개 뿌리 부분에서 만큼은 동체와 튼튼한 체결을 통해 고정이 이루어진다. 따라서 항공기 날개 구조는 재료역학 관점에서의 강도(strength)설계를 위해 날개 길이 방향에 따라 단면 형상이 변화하는 외팔보로 가정이 가능하다.
항공기 운항 중에 날개에 발생하는 하중은 풍동 실험이나 시험 비행 또는 CFD(전산유체역학) 시뮬레이션 기법들에 의해 얻어질 수 있으며 외팔보 모델에 적용하기 위해서는 날개 폭 방향 즉 시위(chord)를 따라서 평균을 내게 되면 그림과 같은 공력 하중 분포가 얻어질 수 있다. 이런 형태의 하중 분포를 재료역학 관점에서 비균일 분포 하중이라 한다.
시험적이든 또는 CFD(전산유체역학) 시뮬레이션 기법이든 항공기 날개에 가해지는 양력 분포가 결정될 수 있으면 이는 2가지로 분리가 가능하다. 첫 번째 날개 길이 방향으로 굽힘을 유발하는 하중과 날개 각 단면에서 비틀림을 유발하는 하중이 바로 그것이다.
한쪽 날개 전체를 외팔보로 모델링할 경우 보 길이 방향에 따라 가해지는 하중 조건에 대해서 날개 단면을 재료역학적으로 모델링 해보자.그림의 날개의 단면에서, 특히 리딩엣지 와 트레일링 엣지 부분은 실제로 날개에 걸리는 하중의 상당 부분을 분담하여 견딜 수 있는 튼튼한 구조가 아니므로 강도 해석 과정에서는 배제된다.
즉 날개 하중은 주 구조요소인 전 후방 스파와 스트링어, 리브, 스킨이 나누어서 지탱하는 구조이다. 이 구조 요소들 중에서 날개 전체의 굽힘에 따른 인장이나 압축에 한하여 중요한 역할을 담당하지만 비틀림 하중에 의해 발생하는 전단력 분담 능력이 가장 작은 구조 요소는 스트링어이다.
스트링어는 길이 방향의 인장이나 압축 하중을 중점적으로 전달 가능한 구조 요소로서 단면적이 작기 때문에 전단력을 거의 부담하지 못한다.
스파, 리브 및 스킨은 날개 하중의 상당부분을 지탱하는 주구조요소로 볼 수 있다.
가운데에 컷아웃이 파인 리브도 경계를 따라 스킨과 연결되어 있어 전단력 전달에 기여한다.
리벳은 주 구조요소는 아니지만 스킨들을 접합 체결하고 있어 주로 전단력을 받게 된다.
그림은 날개를 외팔보 방식으로 지지할 경우에 가혹한 수준의 굽힘 모멘트 분포를 가하면 상부 스킨에 주름이 잡히는 현상이 일어난다. 이러한 현상은 실제로 압축을 받게 되는 날개 상부나 또는 동체에서 관찰될 수 있는 현상이다. 이러한 현상을 좌굴이라 한다.
파단(rupture)은 강도시험 시편이 인장에 의해서 끓어지는 경우이다.
피로(fatigue)는 허용응력보다 훨씬 낮은 상태에서 반복적으로 많은 횟수의 인장 압축을 가하면 발생한다.
좌굴(buckling)은 압축력이 구조요소의 선 또는 면 방향으로 작용할 경우 구조적 불안정성에 의해 일어난다.
크리프(creep)는 고온 고압 상태에서 금속 시편이 빠르게 변형하는 물성 현상이다.
파괴(fracture)는 재료에 작은 크기의 균열이 생성되어 지속적으로 하중을 받으면 성장하여 파단이 일어나는 현상이다.
항공기 날개나 동체에서 일어날 수 있는 대표적인 failure 현상들로서는 ① 파단(rupture), ② 피로(fatigue),③ 좌굴(buckling),④ 파괴(fracture) 현상들이 있을 수 있다.
파단(rupture)은 강도시험 시편이 인장에 의해서 끓어지는 경우이다. 보잉 777 날개 시험 영상이 그 대표적인 사례이다.
피로(fatigue)는 그림에서 처럼허용응력보다 훨씬 낮은 상태에서 반복적으로 많은 횟수의 인장 또는 압축을 가하면 발생한다.
좌굴(buckling)은 압축력이나 전단력이 구조요소의 선 또는 면 방향으로 작용할 경우 구조적 불안정성에 의해 일어난다.
파괴(fracture)는 재료에 작은 크기의 균열 생성되어 지속적으로 하중을 받으면 성장하여 파단이 일어나는 현상이다.
학습문제) 항공기 동체와 날개를 구성하는 얇은 스킨에 압축력이나 전단력 또는 그 합성력이 작용할 경우 일어나기 쉬운 failure 현상은 무엇인지 생각해 보자.
학습문제: 스파와 리브경계 및 스링거로 둘러쌓인 사각형 스킨에 압축력과 전단력이 가해지는 경우를 모델링하여 좌굴 특성을 분석해 보자.
항공기에 사용되는 대부분의 공업재료는 응력 변형도 관계가 하중의 지속시간에 영향을 받지 않는다. 하지만 온도를 올리게 되면 일정한 응력 상태하에서도 변형이 시간에 따라 증가하게 된다. 이러한 변향을 크리이프(creep) 라 한다.
특히 항공기 엔진의 경우 비행 중에 내부 연소실 벽은 장 시간 고온 고압에 직면하게 된다. 고압에 직면하게 되는 즉시 즉 초기 크리이프 단계에서는 탄성변형이 일어나며 변형속도가 감소되지만 고온 환경이 지속될 경우 변형 속도가 일정한 2기 크리이프 단계로 넘어갈 수 있게 된다. 이릉 방지하기 위해서 적절한 냉각이 필수 불가결하다.
학습문제) 민간 항공기의 터보팬 엔진의 냉각 시스템이 제대로 작동하지 않게 될 경우 고온 고압이 가해지는 엔진 연소실 하우징에서 일어날 수 있는 재료의 거동은 무엇인가?
대기권은 11 km까지는 대류권으로서 대류에 의한 기상현상이 존재한다. 11km∼50km 사이는 성층권으로 오존층이 존재하며, 대류권과 성층권의 경계를 대류권계면이라 한다. 더 높은 80km∼500km 사이는 열권으로서 기체가 이온화되어 전리현상이 발생하는 영역이다.
지금의 민간 항공기들은 공기 밀도가 대단히 낮아 연료비 경제성이 있는 9km(30,000 ft) 대기권 상공에서 수평 비행을 한다. 하지만 이와 같은 고공비행의 문제점은 별도의 항공기 기내 기압 조절이 없을 경우 승무원이나 탑승객들이 산소 결핍증에 의한 위험한 상황이 일어난다는 점이다. 따라서 1.8 km (6,000 ft) 고도에서의 기압을 기준으로 그 이상 상승할 경우 외부 대기의 압력이 떨어지므로 차압을 항공기 동체가 지탱해야 하는데 그것도 스킨이 대부분을 감당해야 한다는 점이다. 그림의 전형적인 동체 구조에서처럼 후방의 벌크헤드와 전방에 위치하게될 벌크헤드 사이에 스킨을 두르고 프레임으로 지탱하는 구조로서 일종의 압력 탱크 구조이다. 하지만 항공기 설계에서 스킨의 두께는 차지하는 면적이 날개에 비해 상당히 넓기 때문에 경량화를 위해 대단히 얇은 두께 값을 가진다. 외부 대기와 공기가 통하는 unpressureized 캐빈의 경우 스킨의 두께는 대략 0.002인치(~0.5mm) 수준이며 가입된 즉 presureized 경우는 0.039인치( ~1mm) 수준이다.
참조: https://airplaneacademy.com/why-are-airplanes-riveted-instead-of-welded/
그런데 하루에도 수차레 비행을 소화해야 하는 민간 항공기의 스킨은 반복적으로 받게 되는 동체 내외부 차압에 의한 피로 하중 부담이 워낙 크기 때문에 심할 경우 스킨 판넬들이 경계를 따라서 파단이 일어나 터져버리기도 한다. 따라서 항공기 설계에서 동체 스킨은 기계재료 물성 중에서 특히 피로 성능을 심각히 감안해야 한다.
항공기용 금속재료가 피로현상을 일으키는 threshold 응력인 endurance limit은 허용설계 응력 대비 훨씬 낮지만 잦은 운항에 따라 동체 내외부 차압에 의한 반복하중 부과로 인해 피로성 균열 발생 및 성장 가능성이 대단히 높아 특히 toughness 물성이 높아 균열성장을 저지할 수 있는 고급 알루미늄 합금 재료를 사용해야 한다.
두랄루민의 인장응력은 450 MPa 이며 허용응력은 항복응력값 300 MPa 이다. 즉 안전률 1.5 인 셈이다. 위 표에서 피로하중 부과 횟수 10의 6승회에서 200 MPa 에 해당하므로 안전률 1.5 기준 허용응력 300 MPa 미만이므로 허용 가능한 값이다.
학습문제) 두랄루민의 허용응력으로 흔히 사용하는 항복응력과 인장응력 값을 찾아 안전률을 평가하여라.
얇은 두께의 두랄루민으로 이루어진 내압 실린더에서 hoop stress 값을 계산하여라.
두께 t = 0.5 mm
내압 p = 0.7 atm = 0.7 x 1013 kPa
반지름 r = 2000 mm
hoop stress = 2,836.4 MPa
longitudinal stres = 1,418.2 MPa
두랄루민 인장강도의 6.3배에 달하는 대단히 큰 값의 hoop stress 가 계산된다.
만약 프레임과 스트링어가 없이 0.5 mm 두께 두랄루민만으로 동체를 설계하는 것은 불가능함을 알수 있다.
hoop stess 는 항공기 동체의 frame 이 90% 이상을 부담해야 할 필요가 있다. 아울러 길이 방향 응력은 스트링어가 상당부분을 담당해야 할 것이다.
만약 이문제를 NASTRAN 유한요소법으로 모델링 한다면 프레임은 beam element 를 사용하되 스킨으로 부터 beam 의 중립 축까지 offset 값을 주어야 할 것이며 string 는 인장 압축만 받을 수 있는 rod element 로 스킨은 평면응력을 담당하는 membrane element 로 모델링 해야 할 것이다. 결과 분석은 Mises 항복응력을 허용응력으로 보므로 컬러맵을 생성해서 관찰하면 될 것이다.
항공기의 전체 구조를 형성하기 위한 주구조 요소를 정리해 보면 다음과 같다. 주 구조요소라 함은 항공기에 가해질 수 있는 하중이 하중경로를 고려하여 설계된대로 각 하중이 전달 되어야 하는 요소를 의미한다.
스킨, 스트링어, 프레임, 론저론, 벌크헤드, 스파, 리브,전단웹
동체 구성에 필요한 요소는 스킨, 스트링어, 프레임, 론저론, 벌크헤드이다.
날개 구성에 필요한 요소는 스킨, 스트링어, 스파,리브,전답웹이다.
학습문제) 동체 구성에 필요한 주 구조요소를 열거하시오.
학습문제) 날개 구성에 필요한 주 구조 요소를 열거하시오.
항공기 재료의 충격 물성 시험
항공기의 랜딩 기어는 착륙 시에 받는 상당한 충격을 흡수해야 하기 때문에 쇽옵서버기구부가 대단히 중요하다. 이러한 랜딩 기어 개발과정에서 쇽업서버의 실린더와 지지대 재질의 충격 성능을 검증하기 위한 적절한 재료 시험법은 충격시험법으로서 샤르피 또는 아이조드 시험법이 있다.
샤르피 충격 시험은 단순보 형태로 시편을 고정 후 무거운 회전 함마의 운동에 의해 충격을 주면서 파단 시킨 후 물성을 조사한다. 반면에 아이조드 방식은 시편을 외팔보 형태로 고정 후 시험하는 방식이다.
인장 압축 경도 물성 시험은항공기 재료 전반에 걸쳐서 일반 재료 시험기에서 시편형태로 적용하여 material specification 을 제공해야 한다.
비파괴 시험은 초음파 센서에 의해 신호 파형 입사 후 반사파를 수신하여 시편 내부 결함을 조사한다.
항공기의 얇은 듀랄루민 스킨 제작과정에서 리벳을 사용하는 타당한 이유에 대해서 알아보자.
알루미늄 계열의 합금 용접이 가능은 하지만 열을 가하게 되면 합금의 물성이 변화하기 때문이다.
탄소강 성분의 나사에 의한 체결은 이종 물질간 체결이기 때문에 부식 문제가 심각하게 발생한다.
듀랄루민과 동종의 금속 리벳을 사용할 경우 성형성이 좋아 작업 효율이 우수하다.
항공기 동체 스킨이 대단히 얇아 나사를 사용할 경우 조임에 따라 과도한 체결력이 가해져 파손 가능성이 높다.
항공기 날개에 가해지는 양력에 의한 날개의 정력학적인 관점에서 재료역학적 강도 설계법을 간단히 알아보았다. 하지만 공기중에서 비행하는 항공기의 특성 상 정적인 가혹 하중뿐만 아니라 동적인 하중도 반드시 고려해야 한다. 항공기 날개 구조는 정력학적인 가혹하중에도 견뎌야 하지만 한편으로는 동력학적인 요인 즉 공탄성 및 관성효과에 의한 진동 즉 플러터링(wing fluttering), divergence, buffeting에도 대비가 되어야 한다. 이 날개 구조의 공탄성 현상은 토목건축에서 시공한 현수교가 강한 바람에 공진하여 일어나는 심각한 변형 냊는 진동가 유사성이 있다고 볼 수 있다.
응력집중
항공기 동체의 케빈 구조에서 윈도우를 설치하기 위한 스킨 상의 컷아웃 형태를 살펴보면 4군데 코너 부분이 사각이나 쳄퍼(chamfer: 모서리 따기) 처리하지 않고 라운딩으로 디자인 처리되어 있다. 그 이유는 무엇인가?
항공기의 구조요소들은 쓰임새에 따라 기하학적 형상이 급변하는 특징을 가질 수 있다. 이러한 부위에 하중이 가해지게 되면 국부적으로 응력이 상당히 높아질 수가 있다. 특히 구멍, 노치, 홈, 필렛 구조에서 이러한 응력 집중(stress concentration) 현상이 일어나기 쉽다.
항공기 구조 설계 과정에서 각 구조요소들에 대한 적절한 안전율이 적용된다 할지라도 구조요소의 형상이 부분적으로 급변하는 곳이 있다면 응력 집중에 의해 국부적 파손이 일어나기 쉬우므로 사전에 응력 집중을 줄여 줄 수 있도록 충분히 라운딩을 주어 기하학적 형상 급변을 방지할 수 있도록 설계해야 한다.
응력집중 해소
항공기에서 상당히 큰 힘과 모멘트를 받게되는 주구조 부품들을 조립 체결함에 있어 왼쪽 그림의 꼬리날개 앞부분의 dorsal fin(물고기의 등지느러미에 해당) 이라든지 오른쪽 그림의 날개의 wing box 체결 작업에서처험 두꺼우면서도 둥근 모양의 기계요소 즉 러그(rug)를 사용한다.
비행영역선도(flight envelope)
1. 항공기의 비행은 특정 대기 밀도 조건하에서 속도 및 하중요인(load factor)과 관련하여 안전한 운행 영역 한계 범위를 정의하며 이를 즉 비행영역선도라 한다. 항공기가 중요 파라메터들(실속속도,코너링속도,다이빙속도 ,ceiling service고도,하중요인)에 의해 비행영역선도에서 규정된 운행영역을 넘어 비행하는 경우 기체의 손상이 일어날 수 있으므로 영역의 한계를 초과해서는 안된다. 아래의 V-n 다이어그램 사례에 의하면 200knots 비행 속도에서 50,000 ft 상공에서의 load factor 는 2로 규정된다.
load factor n = L / W : L은 항공기에 작용하는 양력이며 W 는 항공기의 중량이다.
학습문제) 항공기의 안전한 비행영역을 공기속도 및 load factor 를 축으로 하여 V-n 선도로 표시하는 다이아 그램은 무엇인가?
학습문제) load factor 는 어떻게 정의되는가?
항공기구조설계
https://aerotoolbox.com/wing-structure/
항공기 카고 물체 고정법???
보잉 747 동체의 단면적 변화와 설계문제???
Under Construction
aircraft parts name-stringer, rivet, aelorin, bulkhead....
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