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ISSN : 1225-0562(Print)
ISSN : 2287-7258(Online)
Korean Journal of Materials Research Vol.25 No.10 pp.516-522
DOI : https://doi.org/10.3740/MRSK.2015.25.10.516

An Evaluation of Fatigue Life for Aging Aircraft Structure

Eungyeong Lee, Yooin Jeong1, Sangshik Kim2
Airframe Analysis Team, Korea Aerospace Industries, LTD., Sachon 664-942, Korea
1Airframe Design Team, Korea Aerospace Industries, LTD., Sachon 664-942, Korea
2Dept. of Mat. Sci. and Eng., ReCAPT, Gyeongsang National University, Chinju 660-701, Korea
Corresponding author : sang@gnu.ac.kr(S. Kim, Gyeongsang Nat’l Univ.)
July 26, 2015 August 12, 2015 August 13, 2015

Abstract

Aging aircraft structures are inevitably exposed to environment for a long time facing many potential problems, including corrosion and wide spread fatigue damage, which in turn cause the degradation of flight safety. In this study, the environmental surface damages on aging aircraft structures induced during service were quantitatively analyzed. Additionally, S-N fatigue tests were performed with center hole specimens extracted from aging aircraft structures. From the results of quantitative analyses of the surface damages and fatigue tests, it is concluded that corrosion pits initiated during service reduce the fatigue life significantly. Finally, using the fracture mechanics and the EIFS (equivalent initial flaw size) concepts, the remaining fatigue life was predicted based on actual fatigue test results.


장기운용항공기 구조물의 잔여 피로수명예측 기법

이 은경, 정 유인1, 김 상식2
한국항공우주산업 기체해석팀
1한국항공우주산업 기체설계팀
2경상대학교 금속재료공학과

초록


    Ministry of Science, ICT and Future Planning
    2011-0030058

    1서 론

    최근 전세계적으로 군용 및 민간 항공기의 수요 및 가 격 상승에 따라 설계수명에 도달한 장기운용 항공기의 경우에도 SLEP(service life extension program)을 통해 수명을 연장하여 사용하는 추세가 증가하고 있다. 실제 로 2001년을 기준으로 미국 공군에서 운용중인 항공기 를 살펴보면 Table 1과 같이 새로 제작된 항공기부터 40 년이 넘은 항공기까지 다양한 이력의 항공기가 운용되 고 있음을 알 수 있다.1) Table 1에서 보는 바와 같이 32 %의 항공기가 기본설계 수명인 20년 이상 사용되고 있고, 30년 이상된 항공기 또한 약 17 %를 차지하며 평 균 사용 기간은 약 22년 정도 되는 것을 볼 수 있다. 이 러한 현상은 민간 항공기에서도 크게 다르지 않으며, 이 에 따라 국내에서도 장기운용된 항공기의 수명 연장을 위하여 정비 검사계획의 재정립 등의 방안이 대두되고 있다. 장기운용 항공기는 설계 제작되어 운용되면서 장 시간 동안 부식 환경에 노출되므로 다양한 형태의 부식 손상이 존재한다. 또한 염분과 습기와 같은 부식 환경 은 재료의 정적 특성뿐만 아니라 피로와 같은 동적인 특 성에 크게 영향을 미치게 된다. Fig. 1은 부식손상에 의 해 피로특성에 미치는 영향을 보여준다.2) 부식 손상이 있 는 경우, 그렇지 않는 경우에 비하여 약 30 %의 피로강 도감소현상이 나타났다. 하지만 현재 이러한 환경에 의한 부식손상에 대한 대처 방안으로는 NDI(none destructive inspection)를 통하여 부품의 손상을 확인하고, 손상부품 교체 또는 손상부위를 기계적 방법으로 제거하는 방법 으로만 이루어지고 있다.3) 따라서 장기운용 항공기의 수 명 연장을 위해서는 부식 손상에 대한 DB뿐만 아니라 이러한 부식 손상이 항공기의 잔류수명에 미치는 영향 이 정량적으로 평가되어야 한다. 본 연구에서는 실제로 장기운용된 P3-B 항공기 부품에서 관찰되는 다양한 형 태의 부식형상을 DB화하고 피로시편을 채취하여 S-N 피 로시험을 통해 잔류 피로수명을 측정하였다. 또한 환경 적 영향에 의해 감소되는 피로수명을 등가초기균열크기 (equivalent initial flaw size, EIFS) 개념과 파괴역학적 (fracture mechanics) 모델링을 통해 예측하고자 한다.

    2실험 방법

    본 연구에서는 1966년 설계되어, 14,659시간 비행되 는 동안 설계수명의 약 73 %를 활용한 후 1991년에 AMARC(aerospace maintenance and regeneration center) 로 이송된 P-3B 항공기의 실부품을 이용하여 장기운용 된 항공기에서 발생할 수 있는 부식 손상과 이에 따른 피로수명의 저하에 대하여 연구하였다. 장기운용 시 발 생한 부식손상을 여러 배율에서 DB화하기 위하여 디지 털 카메라, 실물카메라, 광학현미경 및 주사전자현미경을 이용하였다. 부식손상은 항공기의 인장특성과 같은 정적 특성뿐만 아니라 피로수명에도 큰 영향을 미치므로 본 연구에서는 Fig. 2와 같이 실제 부품에서 피로시편을 채 취하여 일축응력 하에서 피로시험을 행하였다. P-3B의 날 개부에서 채취한 이 시편의 내부와 외부는 그림에서 보 는 바와 같이 부식방지를 위해 모두 산화피막(anodizing) 처리가 되어있으며, 외부는 산화피막 처리 후 프라이머 처리 및 톱코팅으로 마무리 되어있다.4) 여기서 프라이머 처리란 항공기 마감 도장의 하부 초벌 도장을 의미하며, 탑코팅은 제품 또는 제품 계통의 전반적인 색상 계획에 맞춰 적용하는 최종 도장 처리를 칭하며 주로 폴리우레 탄 코팅이 적용된다. 반면 내부는 연료 탱크에 대한 노 출을 방지하기 위해서 산화피막 처리 후 특수코팅처리 된 상태이다. 한편 비교를 위하여 실제 부품에서 채취 한 시편을 연마하여 표면에 존재하는 부식 또는 기계적 손상을 제거한 비교 시편에 대하여서도 피로시험을 행 하였다. 피로시험은 일축인장 하중 상태에서 응력비 0.1 과 40 Hz의 주파수 조건으로 Instron 모델 8516 동적재 료시험기를 이용하여 행하였다. S-N 피로시험 후 파단 된 시험편은 주사전자현미경(SEM)을 이용하여 파단면을 관찰하여 실제 균열생성부로 작용한 부식손상의 정도와 형상을 정량화하였다. 즉 부식손상의 깊이와 넓이 그리 고 면적을 측정값과 기존에 보고된 EIFS 환산 모델링 을 바탕으로 하여 역산법을 통하여 얻은 EIFS 값과 비 교분석하였다.

    마지막으로 실제 특정 응력에서의 S-N 피로결과에서 역산된 EIFS값을 사용하여 여러 응력 상태에서 S-N 피 로결과를 선형파괴역학을 적용하여 예측하였다. 이러한 파 괴역학적 모델링을 위하여는 정확한 피로균열성장속도와 적절한 EIFS의 선정이 필요하다. 본 연구에서는 EIF (equivalent initial flaw)의 a/c를 1로 고정하여 단순화 시켰으며, 파단시간까지의 수명을 균열성장시간과 같다고 가정하였다. 여러 응력범위에서 EIFS에서 균열성장속도 를 이용한 파단까지의 피로수명은 피로수명예측 프로그 램인 AFGROW를 이용하여 예측하였다.

    3결과 및 고찰

    장기운용된 항공기 P-3B의 수명연장을 위해 일부 교 체된 부품에서 부식손상을 디지털 카메라, 실물현미경, 광 학현미경, 그리고 주사전자현미경 등 다양한 첨단 광학 장비를 활용하여 검사한 결과 육안으로 쉽게 관찰되지 않았던 다양한 형상의 부식손상들이 특히 체결을 위한 각종 홀 주위에서 다수 관찰되었다. 예를 들어 Fig. 3에 서 보는 바와 같이 표면에서는 잘 관찰되지 않았으나, 광학현미경으로 관찰한 결과 부식손상의 일종인 피팅 (pitting)들이 다수 관찰되는 것을 알 수 있다. Fig. 4에 서도 육안으로는 잘 관찰되지 않았던 부식손상이 주사 전자현미경으로 확대하여 관찰하였을 경우 명확하게 관 찰되는 것을 알 수 있다. 장기운용된 P-3B의 부식손상 등에 따른 인장 특성의 변화를 알아보기 위하여 실제 운 용된 부품에서 인장시편을 채취하여 인장시험한 결과를 Table 2에 나타내었다. 한편 비교를 위하여 참고문헌5)에 보고된 동일 소재의 인장 특성을 같이 나타내었다. 그 결과 표면의 손상은 재료의 정적 특성에는 큰 영향을 끼 치지 않는 것으로 확인되었다.

    수명연장을 위해 교체된 P-3B 장기운용 항공기의 날 개부에서 채취한 시편과 표면의 손상을 제거한 시편을 응력비 0.1 및 40 Hz 조건에서 일축인장 S-N 피로시험 을 행하였다. Fig. 5에서 보는 바와 같이 채취 상태의 시편은 채취 후 표면 연마를 행한 시편의 피로저항성에 비해 월등히 낮은 저항성을 낮은 응력범위에서 나타내 고 있다. 예를 들어 피로한(fatigue limit)만을 비교하였 을 때 부식손상에 의해 평균 25 % 정도 피로저항성이 낮아지는 것을 알 수 있다. 본 그림에서 항공기 날개의 피로균열 발생부의 구분을 위하여 균열이 내부에서 시 작된 경우와 외부에서 시작된 경우를 구분하여 나타내 었다. 많은 경우에 균열이 외부에서 발생한 것을 알 수 있으며, 평균적으로 내부에서 균열이 발생하는 경우는 약 13 %, 외부의 경우는 약 35 %의 피로저항성 감소를 나 타내었다. Fig. 6은 SEM을 이용하여 P-3B 날개 (a) 내 부와 (b) 외부를 관찰한 사진을 보여주고 있다. 본 그 림을 통해 외부에 광범위하게 부식손상이 존재하는 것 을 알 수 있으며, 내부의 경우에는 부식손상보다는 산 화피막 형성 과정 등에서 생긴 결함이 피로균열의 원인 으로 작용한 것을 알 수 있다.

    Fig. 7은 P-3B 날개 부위에서 채취된 시편의 피로시험 후 파단면을 SEM을 이용하여 관찰한 사진을 보여주고 있다. Fig. 7(a)7(b)는 각각 내부와 외부에서 균열이 시작된 경우를 보여주고 있으며 7(c)는 비교를 위하여 표 면이 연마된 상태에서 피로시험이 행해진 경우를 보여 주고 있다. 채취된 상태의 시편에서는 내부 및 외부 모 두 결함에서 균열이 시작되었으나, 표면 연마된 시편의 경우에는 가장 응력집중이 높은 모서리에서 균열이 발 생한 것을 알 수 있다. 본 연구에서는 파단면에서 관찰 된 결함의 형상 및 크기를 역산법으로 계산된 EIFS값 과 비교하기 위하여 여러 응력 상태에서 시험된 대표적 시편에 대해 존재하는 손상에 대한 정량적 분석을 행하 였으며 이를 Table 3에 나타내었다. 본 표를 통해 손상 의 크기나 형상이 외부에 비하여 내부가 상대적으로 균 일한 것을 알 수 있으며, 외부의 경우 a/c 비율이나 크 기 등이 불균일한 것을 관찰할 수 있었다.

    피로수명예측을 위해 본 연구에서는 내부와 외부에 대 해 각각 Table 4과 5와 같이 네 가지 가정을 세워 각 조건에서 피로수명을 예측하고 그 결과를 실험값과 비 교하였다. 가정 1, 2, 3에서는 a/c = 1로 고정하고 실제 측 정한 손상의 깊이가 가장 큰 값을 이용하여 EIFS값을 가 정하였으며, 가정 4에서는 실제 측정된 a/c비인 0.73을 이 용하였다. 한편 가정 2는 측정된 손상 깊이의 평균값을 가정 3은 손상의 면적을 측정하여 사용하였다. Fig. 7은 P-3B 날개에서 채취한 시편 중 내부에서 균열이 발생한 시편에 대해 가정 1, 2, 3, 4를 이용하여 S-N 피로특성 을 예측한 결과와 실제 실험값을 보여주고 있다. 예측 을 위한 입력값의 정확도가 증가할수록 예측결과가 실 험값과 매우 잘 일치함을 알 수 있다. 그러나 매우 단 순한 가정을 이용한 가정 1의 경우에도 약 25 % 범위 에서 실험결과와 일치하는 값을 얻을 수 있었다. Fig. 8 에서는 전술한 유사한 가정을 이용하여 외부에서 균열 이 발생한 시편에 대해 S-N 피로특성을 예측한 결과와 실제 실험값을 보여주고 있다. Table 3에서 본 바와 같 이 다양한 크기와 형상의 손상이 존재하는 외부에서의 균열발생 시편은 내부에 비하여 예측 결과가 상대적으 로 낮은 정확도를 보였다. 그러나 이러한 경우에도 가 정 4를 이용하여 예측한 결과 10 % 내외의 범위에서 실 험값과 일치하는 것을 알 수 있다.Fig. 9

    4결 론

    본 연구를 통해 장기운용된 항공기에는 다양한 형태의 부식손상이 발생하는 것을 관찰하였으며, 이러한 부식손 상은 항공기 구조물의 잔여 피로수명을 크게 감소시키 는 것을 알 수 있었다. 또한 항공기의 부위에 따라 다 양한 형태의 부식손상이 존재하는 것을 관찰하였다. 이 러한 부식손상이 피로에 미치는 영향을 EIFS 개념과 파 괴역학을 이용하여 적절히 예측할 수 있었다. 실제로 부 식손상을 a/c가 1이고 유사한 크기를 가진 균열로 간주 하는 가장 간단한 가정으로도 실험적으로 구한 S-N 피 로거동과 대략적으로 10 % 내외 범위에서 일치하는 것 을 알 수 있었다 Table 5.

    Figure

    MRSK-25-516_F1.gif

    Environmental damages on S-N fatigue life.

    MRSK-25-516_F2.gif

    Fatigue specimens prepared from aged P-3B wing skin.

    MRSK-25-516_F3.gif

    Visual inspection on corrosion damages near hole around window on P-3B fuselage.

    MRSK-25-516_F4.gif

    Visual inspection on corrosion damages near hole on wing area of P-3B.

    MRSK-25-516_F5.gif

    Effect of corrosion damage on S-N fatigue life of 7075- T651 specimens prepared from P-3B.

    MRSK-25-516_F6.gif

    SEM micrographs of P-3B wing skin: (a) interior side and (b) exterior side.

    MRSK-25-516_F7.gif

    SEM fractographs of corrosion damages on (a) exterior side and (b) interior side of fatigued 7075-T651 specimen prepared from P-3B, and that of (c) pristine specimen.

    MRSK-25-516_F8.gif

    S-N fatigue life prediction for interior side of P-3B wing skin based on hypothesis (a) I, (b) II, (c) III and (d) IV.

    MRSK-25-516_F9.gif

    S-N fatigue life prediction for exterior side of P-3B wing skin based on hypothesis (a) II, (b) III, (c) I and (d) IV.

    Table

    Average age of USAF active fleet (as of Sept. 30, 2001).1)

    Tensile property of 7075-T651 specimen prepared from aged P-3B.

    Characteristics of pre-existing damages on P-3B wing skin.

    Input values to predict fatigue life of interior side of P3-B wing skin.

    Input values to predict fatigue life of exterior side of P3-B wing skin.

    Reference

    1. Hall R , Brown M U S (2002) U. S. air force aging aircraft wiring implementation plan , joint NASA/FAA/ DoD conference on aging aircraft,
    2. Crawford B R , Loader C , Ward A R , Urbani C , Bache M R , Spence S H , Hay D G , Evans W J , Clark G , Stonham A J (2005) Fatig. Fract. Eng. Mater. Struct, Vol.28; pp.795
    3. National Research Council (1997) Aging of U. S. air force aircraft, final report, NMAB-488-2,
    4. Rao K S , Sreedhar N , Rao B M , Rao K P (2004) Trans. Indian. Inst. Met, Vol.57; pp.133
    5. US Department of Defense (1998) MIL-HDBK-5J: Metallic materials and elements for aerospace vehicle structures. December 1 from http://www.everyspec.com/MILHDBK/MIL-HDBK-0001-0099/MIL_HDBK_5J_139,