Abstract
Aircraft can often be exposed to a variety of environments and vibrations such as engine, hydraulic pump, aerodynamic force. These may cause cracking and destruction of the mechanical structure and sub-components by high-cycle fatigue. The axial piston type pump which is usually applied to the aircraft hydraulic pump can be necessarily accompanied by the fluid pulsation by continuous rotation of the axial piston. The fatigue crack was identified at the dampener fitting welding zone to prevent vibration damping during the running of aircraft equipped with this type of pulsation hydraulic pump. In order to understand the root cause of this matter, fracture and component analyses were carried out and also integral type dampener fitting was applied to prevent recurrence of the crack as a subject of design improvements. Structural integrity stress analysis, fatigue analysis, qualification test and aircraft system equipped test was conducted to verify the design validity in application to integral type dampener fitting. The test results were sufficiently satisfactory with the demand lifetime of the material from the various types of test as conducted and the subject of design improvement in this study could be objectively evaluated that shall be applied to the operational aircraft.
항공기는 운용 중에 엔진, 유압펌프, 공력 등에 의한 진동 환경에 노출이 되어 기계구조와 각종 구성품이 고주기 피로로 인해 균열이나 파괴가 될 수 있다. 통상적으로 항공기용 유압 펌프는 액셜 피스톤 타입이 주로 적용되고 있으며, 펌프의 특성상 연속적인 회전에 의한 유량 맥동 발생은 필연적으로 수반된다. 이러한 유압펌프 맥동에 의한 진동을 감소시키기 위해 설치된 Dampener Fitting의 용접 부위에서 균열이 발생하였다. 용접 부위 균열의 원인 파악을 위해 파단면 분석 및 성분분석을 수행하였고, 균열 방지를 위한 설계 개선사항으로 일체형 Fitting 가공 방식을 적용하였다. 일체형 Fitting의 적용 타당성에 대한 설계검증을 위해 구조건전성 응력 해석, 피로수명 해석, 인증시험 및 항공기 체계 장착 시험을 수행하였다. 개선방안에 대한 해석 결과 재료의 요구수명 및 각종 시험의 요구조건에 만족하는 결과를 얻었으며, 개선방안을 운영 항공기에 적용 할 수 있는 것을 객관적으로 검증하였다.