Abstract
This study examines cracks that occur under the load of an aircraft. The life of aircraft vulnerability structures was analyzed and structural fitting improvements were made. Structural integrity and safety have been achieved through preemptive life expectancy and life management of aircraft structures. The crack size inspection capability of the aircraft under analysis is 0.03inch, compared with 0.032inch, which is the lowest of the three vulnerable parts. In addition, the fatigue life analysis results in approximately 1450 operating hours, the lowest of the three vulnerable parts relative to the aircraft's required life of more than 15000 operating hours, which increased the repeat count of the aircraft's initial and re-inspection times, and hence raised the resulting costs and manpower consumption. Finally, the features were improved through structural fitting of the identified three weak parts. The lowest critical crack size was secured at 0.13 through increased structural resistance to generated cracks and increased aircraft safety. The lowest structural fatigue life for cracks occurring during aircraft operation is 25000 operating hours, which are analyzed above the required structural life, resulting in more optimized improvements than the repair costs and excessive fitting range caused by cracks and fractures.
본 연구는 항공기 하중에 따라 발생하는 균열을 가정하여 항공기 취약 구조의 수명을 분석하고 구조 보강 개선을 수행하였다. 항공기 구조의 선제적 수명 예측 및 수명 관리를 통해 구조 건전성 및 안전성을 확보하였다. 특히, 항공기 구조물 취약부위의 수명 분석을 통해 운용 하중의 영향이 큰 Bulkhead의 개선이 필요한 3부위를 선정하였다. 분석 대상 항공기의 균열크기 검사능력은 0.03inch 수준과 비교하여 임계균열크기는 취약 3부위 중 최하인 0.032inch이다. 상대적으로 검사능력 대비 임계균열크기가 매우 적어 항공기 안전을 위해 개선이 필요하다. 그리고 피로수명 해석 결과 항공기 요구 수명인 15000 운용시간 이상 대비 취약 3부위 중 최하인 약 1450 운용시간은 항공기 초기검사 및 재검사 시간의 반복 횟수를 증가시켜 비용 및 인력의 소요를 발생시킨다. 결국, 식별된 취약 3부위의 구조 보강을 통해 형상을 개선하였다. 발생 균열에 대한 구조 내성의 증가를 통해 최하의 임계균열크기가 0.13inch로 확보되어 항공기 안전성이 증가하였다. 항공기 운용 중 발생하는 균열에 대한 최하의 구조 피로수명은 >25000 운용시간으로서 요구 수명 이상으로 분석되어 균열 및 파단에 의해 발생하는 수리비용과 과도한 보강범위 보다 최적화된 개선을 수행하였다.