민수항공기 열가소성 복합재 동체 부품개발을 위한 고속 열 성형 공정 평가 및 인증 (Evaluation and certification of stamp forming process for commercial aircraft thermoplastic fuselage composite structures)

서지정보

· 발행기관 : 항공우주시스템공학회
· 수록지 정보 : 항공우주시스템공학회지 / 17권 / 3호 / 39 ~ 50페이지
· 저자명 : 노지섭, 신호영, 정민찬, 황준혁, 곽준우, 주현우, 권진회, 남영우

초록

본 논문에서는 민수항공기 열가소성 복합재 동체 부품을 개발하기 위해 부품 설계, 고속 열 성형 공정 기반 제작, 제작된 부품의 성형성을 평가하였다. 고속 열 성형 해석을 수행하여 Blank 크기 및 형상, Tensioner 위치 및 초기 하중 등을 고려한 최적 공정변수를 수립하였고, 이를 기반으로 실제 제작을 수행하였다. 제작된 부품의 주름 분포, 두께 균일성 등을 평가하여 유한요소해석 기반의 공정 예측 정확성을 검증하였다. 또한, 제작단계에서 복합재료 인증체계를 고려하기 위해 CMH-17, Part 23을 기반으로 제작된 부품의 결정화도, 기공률을 분석하였고, 그 결과 모든 부품에서 결정화도 21% 이상, 기공률은 2% 이하를 보였다. 이를 통해 본 논문에서 수행한 공정 및 제작된 부품은 실제 항공기 동체 구조에 적용될 수 있는 품질과 인증 적합성에 일부 부합하는 것으로 판단하였다.

영어초록

This study established the stamp forming process conditions to develop thermoplastic composite fuselage parts for commercial aircraft. Initially, the blank size and shape, tensioner position, and pre-load were numerically optimized according to the wrinkle and uniformity of fabricated structures using AniForm software. Afterward, the determined stamp forming conditions were employed to fabricate the real structures for verification. Good agreement between experimental and numerical analysis in terms of wrinkle distribution and thickness uniformity was obtained. For further evaluation, the crystallinity and porosity of the fabricated structure were analyzed based on CMH-17 and Part 23 to consider the composite material certification system. As a result, the crystallinity of all components was more than 21 %, while the porosity was less than 2 %. This means that the fabricated composite components offer potential for the aircraft fuselage structure with a certificated manufacturing method.

참고자료

· 없음