항공기 파일런 지지구조 정적 구조 시험/해석

Static Test and Analysis

for the Pylon Supporting Structures of an Aircraft

박찬익, 이명건, 조기대

국방과학연구소

1. 서론

군용 항공기 파일런 지지구조는 외부 장착물을 기체에 연결시켜주고, 운용 중 외부 장착

물 및 파일런에 작용하는 하중을 지지하고 항공기 주구조에 전달하여 준다. 훈련기급 항공

기의 외부 장착물은 한쪽 날개에 2개씩 장착되며, 좌우 대칭으로 모두 4개가 파일런을 이용

하여 장착된다. 파일런 지지구조는 MIL-A-8591H[1]에 의거하여 하중을 정의되었으며 , 모든 비

행조건이 고려된 하중이 계산되었다 . 설계된 파일런 지지구조는 모든 하중 조건에서 정적 안

전성을 유지하고 있음을 구조해석과 구조시험으로 입증하여야 하는데 , 하중해석으로 계산된

하중조건에 대하여 구조해석을 수행하였으며 , 또한 주요 하중 조건에 대하여 정적구조시험을

수행하였다. 정적구조시험에서는 설계제한하중시험/설계극한하중시험 /파괴시험을 수행하였다 .

구조시험을 통하여 파일런 지지구조가 설계극한 강도가 있음을 입증하였다 . 또한 , 구조해석 결

과와 비교하였으며 , 설계/개발된 파일런 지지구조가 비행 시 발생하는 모든 하중 조건에 대하

여 충분한 정적강도를 가지고 있음을 입증하였다.

2. 파일런 지지구조 및 주익 부분품

본 구조 시험/해석에 사용된 외부 장착물 지지구조 시편은 훈련기급 항공기 주익의 일부분

으로 실제 비행시험을 수행하고 있는 기체와 동일한 구성품을 사용하고 동일한 공정을 거쳐

제작되었다. 따라서 본 시편은 군사규격서(MIL-A-008867B[2])에 규정된 “시험시편이 실제 비

행시험기체와 동일한 구조이어야 한다”는 요구조건을 만족하였다 .

훈련기급 항공기의 전기체 내부 구조 및 내부 배열 형상은 그림 2.1과 같다 . 외부장착물은

한쪽 날개에 2개씩 장착되며 , 모두 4개의 외부장착물이 파일런을 이용하여 주익에 장착된다 .

훈련기급 항공기의 주익은 전형적인 일체형 세미모노코크 박스빔(Typical Semimonocoque Box

Beam) 구조로 중앙 박스빔 , 앞전(Leading Edge), 뒷전(Trailing Edge) 및 탈거 장착이 가능한 날

개 끝단부(Wing Tip)로 구성되어 있고 , 전방 스파 , 전체 스팬을 거쳐서 일제형 (One Piece)으로

구성된 메인 스파 및 플랩과 보조익을 지지하는 후방 스파와 일정한 간격으로 장착된 종통재

와 리브 그리고 외피로 이루어져 있다 .

그림 2.1 훈련기급 항공기의 내부구조 및 내부배열 형상

외부장착물을 장착하는 파일런은 주익의 메인스파와 후방스파에서 지지하도록 설계하였으

며 , 외부장착물에 의한 하중이 주익의 주요 하중전달 부재인 메인스파와 후방스파로 전달되도

록 하였다. 파일런을 지지하는 주익 내부구조 형상은 그림 2.2와 같다 .

그림 2.2 주익 내부 파일런 지지구조 형상

훈련기급 항공기의 주익을 구성하고 있는 주요 구조 부재에 대한 재질은 표 2.1과 같으며

각 재질에 대한 물성치는 MIL-HDBK-5G[3]에 정의된 값을 사용하였다.

표 2.1 날개 주요 구조 부재의 재질 및 규격

구조 부재 재 질 소재 규격LEADING EDGE AL2024-T42 QQ-A-250/4UPR SKIN AL2024-T3 QQ-A-250/4

SKIN

LWR SKIN AL2024-T3 QQ-A-250/4UPR STRINGER AL7075-T73511 QQ-A-200/11STRINGERLWR STRINGER AL2024-T3511 QQ-A-200/3FORMED AL2024-T42 QQ-A-250/4RIB

MACHINED AL2024-T351 QQ-A-250/4

WEB AL2024-T3 QQ-A-250/4UPR CAP AL7075-T73511 QQ-A-200/11LWR CAP AL2024-T3511 QQ-A-200/3

SPAR

FORMED SPAR AL2024-T42 QQ-A-250/4PYLON FITTING AL7050-T7451 AMS4050

본 구조시험 /해석에 사용된 외부장착물 지지구조 시편은 훈련기급 항공기 왼쪽 주익의 일부

분으로 구성되었다 . 주익 스팬 방향(BL 방향)으로 BL-1453 리브에서 BL-3700 리브까지 구성되

어 있으며, 주익 Chord 방향(FS 방향)으로 앞전(Leading Edge) 리브와 스킨을 포함한 전방스파

SPAR UPR CAP

SPAR LWR CAP

리 브

파일런 피팅

SPAR WEB

에서 후방스파까지 구성되어 있다 . 후방스파에 장착되는 플랩 및 조종면과 관련된 지지구조와

뒷전(Trailing Edge) 구조는 본 시험/해석 목적에 큰 영향이 없는 것으로 판단하여 반영하지 않

았다 . 시편 형상은 그림 2.3과 2.4와 같다

시편의 경계를 이루는 BL-1453 리브 및 BL3700 리브는 보강된 형상의 기계가공 부품으로 설

계하였으며, 완전구속 경계조건을 구현하기 위하여 스파 및 외피를 보강하였다 . 또한 하중 부

과시 시편의 처짐을 방지하기 위하여 BL-3700 리브에 러그를 설치하였다. 형상은 그림 2.5와

같다 .

본 구조시험 /해석에 사용된 시편은 경계를 이루는 BL-1453 리브 및 BL-3700 리브 부위를 제

외하고 비행시험용 주익과 동일한 부품 및 공정을 사용하여 조립하였다.

그림 2.3 구조시험용 시험 시편 형상

그림 2.4 구조시험용 시험 시편 형상

그림 2.5 BL-3700 리브 경계 러그 장착 형상

3. 구조시험

파일런 지지구조의 시험 하중 조건은 파일런 및 외부 장착물의 하중 조건 중에서 선정되었

다 . 파일런 및 외부장착물의 하중은 MIL-A-8591H에 의거하여 계산되었다 . 이때 하중은 항공기

가 수행 가능한 모든 비행조건을 고려하여 계산되었으며 , 또한 항공기의 공력 및 비력 특성이

고려되었다. 하중해석에서 고려하는 하중은 모든 비행조건을 고려하므로 그 조건은 수천가지

에 이르며, 구조해석을 위하여는 각 하중 성분에서 임계 값을 갖는 120여가지 조건을 선정하

였다 . 구조해석에서는 120여 하중조건에 대하여 유한요소 해석을 수행하고, 결과를 분석하여

내측 파일런 (inboard pylon)의 3조건 , 외측 파일론 (outboard pylon)의 3조건을 임계하중으로 시험

하중 조건으로 선정하였다 . 표3.1-3.2는 시험하중으로 선정된 하중 조건과 크기를 나타내며, 하

중 작용점은 하중 부가 치구의 중심점을 사용하였다 .

표 .3.1 내측 파일런 지지구조의 시험하중(lb, lb-in)

LOAD CONDITION Fx Fy Fz Mx My Mz107 1.26g, 260keas, RPO 18 -940 -796 -71 -4936 -5020101 3.82g, 260keas, RPO 136 -871 -2167 322 -4053 -206985 Max. Rudder Deflection 186 297 -991 3577 9219 14625

표 .3.2 외측 파일런 지지구조의 시험하중(lb, lb-in)

LOAD CONDITION Fx Fy Fz Mx My Mz87 Max. Rudder Deflection -160 -50 -350 -1776 -1018 -9381

107 1.26g, 260keas, RPO 21 -705 -358 781 -808 -5351101 3.82g, 260keas, RPO 85 -668 -1179 1066 3724 -3879

본 시험은 파일런 지지구조의 정하중 시험이며 , 주익 전체의 정하중 시험은 이미 수행한 바

[4] 있다 . 따라서 , 본 시험에서는 파일런 지지구조의 경계조건을 만족시키기 위하여 주익 부분

품을 사용하였다. 주익 부분품 시편은 2절에서 언급한 바와 같이 날개 길이방향 (BL)으로 BL-

1453에서 BL-3700리브 까지 구성되어 있다 . 시편의 크기 결정은 유한요소 해석을 통하여 결정

하였는데 , 시험 시편의 후보가 된 유한요소 모델에 단위 하중(unit load)을 가하고 , 주요부재의

응력을 실기체 응력과 비교하는 방법을 사용하였다 . 비교결과 선정된 시편의 크기에서 Fx하중

을 제외하고 거의 모든 하중 조건에서 유사성을 유지하는 것으로 나타났다 . 또한 , 시험하중에

서 Fx하중은 표3.1-3.2에서 알 수 있듯이 다른 하중에 비하여 크기가 절대적으로 적어 시험 및

강도에 영향이 적을 것으로 판단되었다.

본 시험에서 선정된 시험조건에 대하여 설계 제한 하중시험(Design Limit Load Test), 설계 극

한 하중시험(Design Ultimate Load Test), 파괴 시험(Failure Test)을 수행하였다. 하중 부가는 파일

런 하중 부가 치구를 이용하여 하중을 부가하였다 . 구조시험 시험순서는 표 3.3과 같다 .

본 시험에서는 변형율 게이지 (strain gauge) 및 변위 게이지를 이용하여 시편의 구조적 변화를

측정하였다. 변형율 게이지는 파일런과 직접 연결되는 각 피팅 근처에 주로 부착하였으며 , 변

위 게이지는 전체적인 변형을 관찰하기 위하여 주 스파와 후방 스파에 날개 방향으로 설치하

였다 . 그림 3.1은 내측 파일런 지지구조에 부착된 변형율 게이지의 사진이다 . 표 3.4에는 시편

에 부착된 변형율 게이지와 변위게이지의 수를 나타내었다 .

그림 3.2는 내측 파일런 지지구조 시험을 수행하는 사진이다 . 하중을 부가하기 위한actuator

는 MTS 장비로 조정하는 총 13개를 사용하였으며, 변형율 게이지 및 변위 게이지 자료는

AS400 장비로 데이터 처리를 수행하였다 .

표 3.3 파일런 지지구조시험 시험 순서

　 하중 조건 시험 조건 비고

1 Inboard, 107 DLLT 　

2 Inboard, 101 DLLT 　3 Inboard, 85 DLLT 　

4 Inboard, 85 DULT 　

5 Inboard, 101 DULT 　6 Outboard, 87 DLLT 　

7 Outboard, 107 DLLT 　

8 Outboard, 101 DLLT 　9 Outboard, 101 DULT 　

10 Outboard, 87 DULT 　

11 Outboard, 107 200% DLLT 　12 Inboard, 101 FT 　

표3.4 시험에 사용된 게이지 개수

SENSOR 종류 게이지 수량 채널 개수UNIAXIAL GAGE 67 67ROSETTE GAGE 20 60

DISPLACEMENT GAGE 12 12TOTAL 99 139

그림 3.1 내측파일런 전방 피팅에 부착된 변형율 게이지

그림 3.2 파일런 지지구조 정적 구조시험 set-up

4. 구조해석

파일런 지지구조의 구조해석은 크게 2가지 업무로 나누어 진다 . 첫째는 하중해석으로 선정

된 하중 조건에서 대하여 유한요소 해석을 수행하여 구조에 작용하는 상세 응력과 구조하중을

계산하는 것이며, 나머지는 상세 응력해석으로 구해진 하중 및 응력을 이용하여 구조의 안전

여유(Margin of Safety)를 구하는 것이다 . 파일런 지지구조에 대하여는 상세 유한요소 모델을 구

축하였다 . 따라서 안전 여유를 구하기 위한 추가적인 공학 계산이 줄어 들었다 . 일반적으로는

상세하지 않은 전기체 모델로부터 주요 부재의 내부 하중을 구하고 , 이를 이용하여 상세 부품

의 응력을 공학 계산하여 안전 여유를 구하는 것이 일반적이다 . 그러나 , 전/후처리 프로그램

(Pre/Post Program)과 유한요소 해석 프로그램 및 컴퓨터의 발전으로 상세 유한요소 모델링과

해석이 용이해졌다 .

그림 4.1은 파일런 지지구조 시험을 위하여 만들어진 유한요소 모델이다 . 이 모델은 전기체

모델의 일부를 이용한 것이며 , 파일런과 연결되는 피팅 부위는 그림 4.2와 같이 상세한 메쉬

(mesh)를 가지고 있다 . 사용된 요소는 약 37000개로 , 기계 가공된 solid 피팅은 CHEXA 요소를

사용하였으며 , 그 외 대부분 구조를 CQUAD4 요소를 사용하여 모델하였다 . 또한 일부 종통재

는 CBAR 요소를 사용하였으며, 리브 플랜지는 CROD 요소를 사용하였다. 또한 본 유한요소

모델은 약 34000개의 절점을 가지고 있다 .

경계조건은 BL-1453 리브의 변위 및 회전을 완전 고정하였다. 하중은 하중 부가 치구를 모

델하지 않고 하중 작용점에 rigid 요소를 이용하여 하중을 부가하였다. 파일런 모델은 내측 파

일런과 외측 파일런을 각각 이용하여 주익에 하중을 부가하였다 . 파일런에 대하여는 이미 모

든 시험이 완료된 상태이어서 해석과 시험을 비교하는 업무는 수행하지 않고 , 하중을 부가하

는 모델 및 장치로 사용하였다 . 본 유한요소 해석에서는 상용 유한요소 프로그램인

MSC/NASTRAN을 사용하였으며, 전/후처리에는 상용 소프트웨어인 SDRC I-DEAS를 이용하였

다 .

그림 4.1 파일런 지지구조 해석을 위한 유한요소 모델

그림 4.2 파일런 피팅 부근의 상세 유한요소 모델

5. 결과 및 검토

파일런 지지구조에 대한 설계 극한하중 시험(DULT)을 성공적으로 수행하여 설계극한 강도

를 요구하고 있는 관련규정[4]을 만족함을 확인하였으며, 설계제한 하중 하에서도 영구변형이

없음을 확인하여 관련규정[5]을 만족하고 있음을 확인하였다 . 또한 구조시험 결과 파일런 지지

구조는 설계 극한 하중 조건까지 측정된 센서 신호가 선형적인 특성을 보여 주고 있었으며 ,

200% DLL 시험 및 파괴 시험을 수행함으로써 추가적인 외부 장착물의 하중 변화에 여유를 가

지게 되었다 . 그림 5.1은 내측 파일런의 기계 가공 피팅에 부착된 변형율 게이지에서 측정된

하중-변형율 곡선으로 전형적인 선형 하중-제하중 곡선을 나타내고 있다 .

시험 결과 높은 변형율은 기계 가공 피팅에서 나타났으며 , 피팅 이외의 주위 구조에는 작은

변형율이 측정되었다 . 이것은 파일런에서 작용하는 하중이 주익에 국부적으로 작용되고 있음

을 의미한다 . 그림 5.2는 상세 유한 요소 모델을 이용하여 구한 내측 전방의 기계 가공 피팅에

대한 응력 선도를 나타낸 것이다. 그림으로부터 내측 플랜지의 중간 부위에서 최대 응력이 발

생함을 알 수 있는데, 이는 해당 부위에서 두께의 변화로부터 기인한 것으로 판단된다.

유한요소해석 구한 응력 결과를 구조시험에서 얻은 변형율에 대하여 비교하여 보았다 . 표

5.1과 5.2는 내측과 외측 파일런 기계 가공 피팅 주요 부위에 대한 시험과 유한요소 해석 응력

을 비교한 것이다 . 응력분포의 전체적인 경향은 일치하는 것으로 나타났다 . 각 조건을 살펴보

면 , RPO 조건의 인장 응력 부위는 12% 정도의 오차를 보이며 일치하고 있으나, 압축부위는 많

은 오차를 나타내고 있다 . 이것은 압축부위에 작용하는 하중이 유한요소해석에서 가정한 집중

하중 형태가 아니고 , 넓게 면압으로 작용하여 생겨난 현상으로 판단된다 . 또한 , Rudder

deflection 조건에서는 유한요소 해석이 많은 오차를 가지고 있음을 알 수 있다 . 이것은 구조해

석에 사용된 파일런 모델이 Mz 하중을 주익 모델에 제대로 전달하지 못하여 발생하는 현상으

로 판단된다 . 그러나, 시험결과 측정된 변형율에 대한 응력이 유한요소해석에서 예측하였던 응

력보다 작으며 , 피팅 구조에 파손을 유발하는 큰 응력 성분은 유한요소 해석을 통하여 충분히

예측할 수 있음을 확인하였다 . 또한 200% 설계제한하중시험 (DLLT) 과 파괴시험 (FT)을 수행함

으로써 파일런 지지구조가 30%이상의 강도 여유가 있음을 확인하였다 .

표5.3과 5.4는 시험 후 측정된 응력을 바탕으로 기존에 계산된 파일런 지지구조 피팅의 안전

여유를 계산한 것이다. 이 계산에는 유한요소 모델의 수정은 이루어지지 않은 상태이며, 현 구

조시험 해석 모델을 이용하여 안전 여유를 계산한 것이다 . 계산결과 파일런 지지구조가 충분

한 구조 강도를 가지고 있음을 확인할 수 있다 . 그러나 , 좀더 신뢰성 있는 구조해석을 위하여

는 구조시험을 반영한 유한요소 모델의 수정이 필요한 것으로 판단된다.

LOAD-STRAIN CURVEchan 164, load case 85

0

100

200

300

400

500

600

700

0 20 40 60 80 100 120 140 160

LOAD(%)

STR

AIN

DUL DLL

그림 5.1 전형적인 하중-변형율 곡선

그림 5.2 101 하중조건에서 내측 전방 기계가공 피팅의 최대 주응력 선도

107 101 85

　 응력 시험/해석 응력 시험/해석 응력 시험/해석

해석 9.86 11.1 6.85MAX

시험 8.8289.5%

9.6186.6%

4.1360.3%

해석 -9.62 -7.69 -3.89전방 피팅

MIN시험 -3.96

41.2%-1.68

21.8%-1.49

38.3%

해석 1.09 1.72 0.99MAX

시험 0.9889.9%

0.7845.3%

2.36238.4%

해석 -1.87 -2.36 -0.47후방 피팅

MIN시험 -1.41

75.4%-0.8

33.9%-2.88

612.8%

표 5.1 내측 파일런 기계가공 피팅의 응력 비교

87 107 101

　 응력 시험/해석 응력 시험/해석 응력 시험/해석

해석 1.75 5.90 6.40MAX

시험 0.4425.1%

4.9984.6%

4.5971.7%

해석 -1.20 -5.53 -5.10전방 피팅

MIN시험 -0.74

61.5%-3.22

58.2%-2.42

47.4%

해석 2.33 2.76 3.78MAX

시험 0.8536.3%

1.6158.3%

1.4638.5%

해석 -1.42 -3.69 -2.66후방피팅

MIN시험 -0.87

61.0%-1.33

36.0%-1.09

41.0%

표 5.2 내측 파일런 기계가공 피팅의 응력 비교

하중조건 비행조건 파손 모드 시험후 MS

피팅 인장 1.31107

1.26g,260keas, RPO 피팅 굽힘 high

피팅 인장 1.05101

3.82g, 260keas,RPO 피팅 굽힘 high

85Max. Rudder Deflection 외피 리벳 high

표 5.3 내측 파일런 기계가공 피팅의 안전여유(MS)

하중조건 비행조건 파손 모드 시험후 MS

87Max. Rudder Deflection

외피 리벳 high

피팅 인장 2.32107

1.26g,260keas, RPO 피팅 굽힘 high

피팅 인장 2.15101

3.82g, 260keas,RPO 피팅 굽힘 high

표 5.4 외측 파일런 기계가공 피팅의 안전여유(MS)

6. 결 론

한쪽 날개에 2개의 파일런을 갖는 훈련기급 항공기의 파일런 지지구조에 대한 구조해석

과 정적 구조시험을 수행하였다. 파일런은 비행 중에 외부 장착물에 작용하는 하중을 주익

구조에 전달하므로, 비행 시 발생할 수 있는 모든 조건이 반영된 하중에 대하여 구조해석을

수행하였다. 또한, 구조해석 결과를 바탕으로 선정된 시험하중 조건에 대하여 정적구조시험

을 수행하였다. 구조시험에서는 선정된 모든 조건에 대하여 설계제한하중시험(DLLT)을 수

행하였으며, 각 파일런 지지구조에 가장 critical 한 조건에 대하여 200% 설계제한하중시험

(DLLT)과 파괴시험(FT)를 수행하였다. 시험 결과 외측 파일런 지지구조 및 내측 파일런 지

지구조 모두 설계극한 강도를 가지고 있음을 확인하였다. 또한, 구조해석과 비교하여, 구조

해석 모델로 강도 평가를 충분히 수행할 수 있음을 확인하였으며, 파일런 지지구조가 모든

하중 조건에 충분한 정적 강도를 가지고 있음을 확인하였다. 그러나, 강도와 무관한 일부

조건에서 해석 결과가 시험에 대하여 오차가 발견되었으며, 이것은 유한요소 모델의 수정을

통하여 개선할 계획이다.

[REFERENCES]

[1] MIL-A-8591H, “Airborne stores, suspension equipment and aircraft-store interface

( carriage phase); General Design Criteria for

[2] MIL-A-8867B, "Airplane Strength and Rigidity, Ground Tests"

[3] MIL-HBDK-5H, “Metallic materials and elements for aerospace vehicle structures”

[4] 박찬익 , 이명건, “항공기 닐개 구조의 정적 시험/해석 ,” 1999년 한국MSC user’s

conference proceeding, 1999

[5] MIL-STD-1530A (USAF), "Aircraft Structural Integrity Program, Airplane

Requirement", 1988

[6] Federal Aviation Regulations (FAR), Vol. Ⅲ, Part 23-Airworthiness

Standards: Normal, Utility, and Aerobatic Category Airplanes