Abstract
This study aims to determine the cause of structural defects occurring during aircraft operations and to verify the structural integrity of the improved features. The fracture plane was analyzed to verify the characteristics of the cracks and the fatigue failure leading to the final fracture was determined by the progress of the cracks by the repeated load. During aircraft operations, the comparative analysis of the load measurement data at the cracks with the aircraft design load determined that the measured load was not at the level of 30% of the design to be capable of being damaged. A gap analysis resulted in a significant stress of approximately 32 ksi at the crack site. Pre-Load testing also confirmed that the M.S. was reduced by more than 50% from +0.71 to +0.43, resulting in a sharp increase in aircraft load and the possibility of cracking when combined. Thus, structural reinforcement and the removal of the gap for aircraft cracking sites improved the defect. Based on the structural strength analysis of the improvement features, the bulkhead has a margin of about +0.88 and the fitting feature is about +0.48 versus allowable stress. In addition, the life analysis results revealed an improvement of approximately 84000 hours.
본 연구는 항공기 운용 중 발생하는 구조결함의 원인을 규명하고 개선형상에 대한 구조 건전성을 확인하고자 한다. 항공기 균열은 Bulkhead 체결구조로서 연료탱크 경계 Web 파열로 인한 연료누유 현상에서 식별되었다. 균열의 특성을 확인하기 위해 파단면을 분석하였고 반복하중에 의해 균열이 진전되어 최종 파단으로 이어지는 피로파괴로 판단하였다. 또한 다중 시작점에서 균열이 시작되는 것으로 소재의 결함이 균열의 주요 원인으로 판단되지 않는다. 항공기 운용 중 발생하는 기동하중에 대한 균열 영향을 확인하기 위해 항공기 지상 및 비행시험을 통해 분석을 수행하였다. 항공기 운용 중 균열 부위의 하중 측정 데이터와 항공기 설계하중과의 비교를 통한 분석 결과 측정하중은 설계 대비 30% 수준으로 파손을 유발할 수준은 아니라고 판단하였다. 항공기 운용 시 진동하중의 원인으로 조립 및 단품 제작공차가 최대 0.06inch 발생할 수 있는 Gap을 검토하였고, 분석결과 균열부위에서 큰 응력인 약 32ksi가 발생하였다. 또한 Pre-Load에 의해 M.S.(Margin of Safety)가 +0.71에서 +0.34로 약 50%이상 감소되는 것으로 확인되어 항공기 설계 하중과 조합 시 균열 가능성이 급격히 증가하였다. 따라서 항공기 균열부위에 대하여 구조 보강 및 Gap 제거를 통해 결함을 개선하였다. 개선형상에 대하여 구조강도 해석 결과 Bulkhead는 허용응력 대비 M.S.가 약 +0.88이고 Fitting 형상은 약 +0.48로서 충분한 마진이 확보되었다. 또한 수명해석 결과 형상 개선 전 수명인 약3,600 시간 대비 개선형상은 약84,000 시간으로서 항공기 설계수명 대비 구조건전성을 확인하였다.