비행 대 비행 하중스펙트럼 하에서 균열닫힘 효과를 고려한 리벳연결 보강박판구조의 피로균열성장거동에 관한 연구

Abstract

항공기 구조는 기능적 특성상 주구조의 대부분이 보강박판으로 이루어져 있으며 이러한 리벳연결 보강박판구조의 손상허용성(damage tolerance) 평가는 설계해석에서 필수적인 과제라고 할 수 있다. 손상허용성에 대한 구조적 건전성을 평가하기 위하여 비행하중스펙트럼 하에서 정확한 피로균열 성장수명 분석이 우선적으로 요구된다. 본 논문에서는 비행 대비행 하중스펙트럼 하에서 중앙균열을 가진 리벳연결 보강박판구조의 균열성장 거동을 예측하기 위하여 기존의 응력강도 해석에 소성유도 균열닫힘 모델인 Strip-yield 모델을 활용하여 보다 개선된 균열성장수명 해석을 시도하였다. 또한 응력강도 해석과 균열성장 해석과정을 연계시켜 전산프로그램화 하여 불규칙 변동하중 하에서 보강박판의 균열성장 수명해석을 효과적으로 수행하도록 하였다. 또한 보강박판 시험편구조에 대하여 균열성장수명 계산을 수행하고 계산결과와 시험결과를 비교 분석함으로써 개선된 결과를 확인하였다.

It is required precise fatigue crack growth prediction to evaluate structural integrity for damage tolerance under flight load spectrum. In this paper, for predicting crack growth behaviour of riveted stiffened sheet with center crack under flight-by-flight load spectrum, it was performed to evaluate crack growth life with the effect of crack closure on the basis of strip-yield model. It was also carried out the crack growth life calculation and compared with experimental test results for the stiffened sheet specimen structure that consists of 2024-T3 aluminum alloy skin and 2024-T3 aluminum alloy stiffener.

It is required precise fatigue crack growth prediction to evaluate structural integrity for damage tolerance under flight load spectrum. In this paper, for predicting crack growth behaviour of riveted stiffened sheet with center crack under flight-by-flight load spectrum, it was performed to evaluate crack growth life with the effect of crack closure on the basis of strip-yield model. It was also carried out the crack growth life calculation and compared with experimental test results for the stiffened sheet specimen structure that consists of 2024-T3 aluminum alloy skin and 2024-T3 aluminum alloy stiffener.