KR101329202B1 - 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법 - Google Patents

항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 항공기의 장기운용에 의한 피로수명의 감소를 등가초기균열크기(equivalent initial flaw size; EIFS) 개념과 파괴역학적(fracture mechanics) 모델링을 통해 예측하는 방법에 관한 것이다.
이를 실현하기 위한 일 형태로서 본 발명은, 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법으로서, (a) 항공기의 실제 부품에서 피로 시편을 채취하여 일축 응력(Uniaxial Stress) 하에서 피로 시험을 수행하는 단계; (b) 상기 (a) 단계의 피로 시험 결과 생성된 파단된 시험편에 대하여, 주사전자현미경(SEM)을 이용하여 상기 파단된 시험편의 파단면을 관찰하는 단계; (c) 상기 (b) 단계에서 관찰된, 실제 균열 생성부로 작용한 부식 손상의 깊이와 너비와 면적의 측정값을, EIFS(Equivalent Initial Flaw Size) 환산 모델링을 기초로 역산법을 통하여 얻은 등가초기균열크기(EIFS) 값과 비교 분석하는 단계; 및 (d) 상기 일축 응력 하에서 피로 시험을 수행한 결과로부터 도출된 응력-피로수명(S-N) 곡선에서 역산된 등가초기균열크기 값을 사용하여, 여러 응력 상태에서의 응력-피로수명(S-N) 곡선을 예측하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는, 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법을 제공한다.

Description

항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법{METHOD FOR PREDICTING INFLUENCE BY CORRODED DAMAGE OF AIRCRAFT}
본 발명은 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법에 관한 것으로서, 보다 구체적으로는 항공기의 장기운용에 의한 피로수명의 감소를 등가초기균열크기(equivalent initial flaw size; EIFS) 개념과 파괴역학적(fracture mechanics) 모델링을 통해 예측하는 방법에 관한 것이다.
최근 전 세계적으로 군용 및 민간 항공기의 수요 및 가격 상승에 따라 설계수명에 도달한 장기운용 항공기의 경우에도 SLEP(Service Life Extension Program)을 통해 수명을 연장하여 사용하는 추세가 증가하고 있다. 실제로 2011년을 기준으로 미국 공군에서 운용중인 항공기를 살펴보면 다음의 표 1과 같이 새로 제작된 항공기로부터 40년이 넘은 항공기까지 다양한 이력의 항공기가 운용되고 있음을 알 수 있다.
[표 1]
Figure 112012031200519-pat00001
표 1에서 보는 바와 같이, 32%의 항공기가 기본설계 수명인 20년 이상 사용되고 있고, 30년 이상된 항공기 또한 약 17%를 차지하며 평균 사용 기간은 약 22년 정도 되는 것을 볼 수 있다.
이러한 현상은 민간 항공기에서도 크게 다르지 않으며, 이에 따라 국내에서도 장기운용된 항공기의 수명 연장을 위하여 정비 검사계획의 재정립 등의 방안이 대두되고 있다. 장기 운용 항공기는 설계 제작되어 운용되면서 장시간 부식 환경에 노출되므로 다양한 형태의 부식 손상이 존재한다. 또한, 염분과 습기와 같은 부식 환경은 재료의 정적 특성뿐만 아니라 피로와 같은 동적인 특성에 크게 영향을 미치게 된다.
도 2는 항공기에 있어서 부식 손상에 의해 피로 특성에 미치는 일반적인 영향을 보여준다.
도 2로부터 알 수 있는 바와 같이, 부식 손상이 있는 경우, 그렇지 않은 경우에 비해 약 30%의 피로강도 감소현상이 나타난다.
하지만, 현재 이러한 환경에 의한 부식 손상에 대한 대처 방안으로서는 NDI(None destructive inspection)를 통하여 부품의 손상을 확인하고, 손상 부품 교체 또는 손상 부위를 기계적 방법으로 제거하는 방법만이 사용되고 있다.
따라서, 장기 운용 항공기의 수명 연장을 위해서는 부식 손상에 대한 DB뿐만 아니라 이러한 부식 손상이 항공기의 잔류 수명에 미치는 영향이 정량적으로 평가되어야 한다.
본 발명은 상술한 바와 같은 점을 감안하여 안출된 것으로서, 항공기의 장기운용에 의한 피로수명의 감소를 등가초기균열크기(equivalent initial flaw size; EIFS) 개념과 파괴역학적(fracture mechanics) 모델링을 통해 예측하는 방법을 제공하는 것을 그 목적으로 한다.
상술한 발명의 목적을 달성하기 위해 본 발명의 바람직한 일 형태는, 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법으로서, (a) 항공기의 실제 부품에서 피로 시편을 채취하여 일축 응력(Uniaxial Stress) 하에서 피로 시험을 수행하는 단계; (b) 상기 (a) 단계의 피로 시험 결과 생성된 파단된 시험편에 대하여, 주사전자현미경(SEM)을 이용하여 상기 파단된 시험편의 파단면을 관찰하는 단계; (c) 상기 (b) 단계에서 관찰된, 실제 균열 생성부로 작용한 부식 손상의 깊이와 너비와 면적의 측정값을, EIFS(Equivalent Initial Flaw Size) 환산 모델링을 기초로 역산법을 통하여 얻은 등가초기균열크기(EIFS) 값과 비교 분석하는 단계; 및 (d) 상기 일축 응력 하에서 피로 시험을 수행한 결과로부터 도출된 응력-피로수명(S-N) 곡선에서 역산된 등가초기균열크기 값을 사용하여, 여러 응력 상태에서의 응력-피로수명(S-N) 곡선을 예측하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는, 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법을 제공한다.
바람직한 실시예에 따라, 상기 (a) 단계에서, 상기 피로 시험을 수행하는 것은 일축 인장 하중 상태에서 응력비 0.1과 40 Hz의 주파수 조건으로 하여 동적 재료시험기를 통해 수행되는 것일 수 있다.
바람직한 실시예에 따라, 상기 (d) 단계에서, 상기 여러 응력 상태에서의 응력-피로수명(S-N) 곡선을 예측하는 것은 선형파괴역학을 적용하는 방법을 통해 이루어지는 것일 수 있다.
또한, 바람직한 실시예에 따라, 상기 (d) 단계에서, 상기 여러 응력 상태에서의 응력-피로수명(S-N) 곡선을 예측하는 것은 피로 수명 예측프로그램인 AFGROW를 통해 이루어지는 것일 수 있다.
본 발명에 따른 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법을 이용할 경우에는, 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 등가초기균열크기(EIFS) 개념과 파괴 역학을 이용하여 적절히 예측할 수 있게 된다.
도 1은 본 발명에 따른 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법을 설명하기 위한 순서도.
도 2는 항공기에 있어서 부식 손상에 의해 피로 특성에 미치는 일반적인 영향을 보여주는 그래프.
도 3은 P-3B 항공기의 날개부에서 채취한 시편을 보여주는 도면.
도 4는 광학 현미경(LM)을 이용하여 부식 손상을 관찰한 결과를 보여주는 도면.
도 5는 주사전자현미경(SEM)을 이용하여 부식 손상을 관찰한 결과를 보여주는 도면.
도 6은 항공기의 피로 시편에 대하여 일축 응력(Uniaxial Stress) 하에서 피로 시험을 수행한 결과를 보여주는 도면.
도 7의 (a) 및 (b)는 주사전자현미경(SEM)을 이용하여 관찰한 P-3B 항공기의 날개의 내부 및 외부를 각각 보여주는 도면.
도 8의 (a) 내지 (c)는 P-3B 항공기의 날개에서 채취된 시편의 피로 시험 후의 파단면을 주사전자현미경(SEM)을 이용하여 관찰한 결과들을 보여주는 각각의 도면.
도 9의 (a) 내지 (d)는 P-3B 항공기의 날개에서 채취된 시편 중 내부에서 균열이 발생한 시편에 대해 가정 1,2,3,4를 이용하여 S-N 피로특성을 예측한 결과와 실제 실험값을 보여주는 도면.
도 10의 (a) 내지 (d)는 도 9의 상기 가정 1,2,3,4와 유사한 가정을 이용하여 외부에서 균열이 발생한 시편에 대해 S-N 피로특성을 예측한 결과와 실제 실험값을 보여주는 도면.
본 발명의 바람직한 실시예를 첨부된 도면들을 참조하여 상세히 설명하도록 한다. 우선 각 도면의 구성요소들에 참조부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소 들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 가지도록하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 본 발명을 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다.
도 1은 본 발명에 따른 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법을 설명하기 위한 순서도이다.
도 1을 참조하면, 본 발명에 따른 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법은, 항공기의 실제 부품에서 피로 시편을 채취하여 일축 응력(Uniaxial Stress) 하에서 피로 시험을 수행하는 제 1 단계(S101); 상기 제 1 단계의 피로 시험 결과 생성된 파단된 시험편에 대하여, 주사전자현미경(SEM)을 이용하여 상기 파단된 시험편의 파단면을 관찰하는 제 2 단계(S102); 상기 제 2 단계에서 관찰된, 실제 균열 생성부로 작용한 부식 손상의 깊이와 너비와 면적의 측정값을, EIFS(Equivalent Initial Flaw Size) 환산 모델링을 기초로 역산법을 통하여 얻은 등가초기균열크기(EIFS) 값과 비교 분석하는 제 3 단계(S103); 및 상기 일축 응력 하에서 피로 시험을 수행한 결과로부터 도출된 응력-피로수명(S-N) 곡선에서 역산된 등가초기균열크기 값을 사용하여, 여러 응력 상태에서의 응력-피로수명(S-N) 곡선을 예측하는 제 4 단계(S104)를 포함하는 것으로 구성할 수 있다.
이하에서는, 먼저 본 발명자들이 수행한 연구 과정을 개략적으로 설명한 후에, 도 1 및 도 3 내지 도 10을 참조하여 본 발명에 따른 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법의 각 세부 단계 내용을 더욱 상세히 설명하도록 한다.
[본 발명자들이 수행한 연구 과정 및 결과]
1. 연구 과정
본 발명자들은 본 발명과 관련하여, 1996년 설계되어 14,659 시간 비행되는 동안 설계수명의 약 73%를 활용한 후 1991년에 AMARC(Aerospace Maintenance And Regeneration Center)로 이송된 P-3B 항공기의 실부품을 이용하여 장기운용된 항공기에서 발생할 수 있는 부식 손상과 이에 따른 피로 수명의 저하에 대하여 연구하였다. 장기 운용시 발생한 부식 손상을 여러 배율에서 DB화하기 위하여 디지털 카메라, 실물 카메라, 광학 현미경 및 주사전자현미경을 이용하였다. 부식 손상은 항공기의 인장 특성과 같은 정적 특성뿐만 아니라 피로수명에도 큰 영향을 미치므로 본 연구에서는 도 3과 같이 실제 부품에서 피로 시편을 채취하여 일축 응력 하에서 피로시험을 수행하였다. P-3B의 날개부에서 채취한 이 시편의 내부와 외부는 도 3에서 보는 바와 같이 부식 방지를 위해 모두 산화피막(anodizing) 처리가 되어 있으며, 외부는 산화피막 처리 후 프라이머 처리 및 톱 코팅으로 마무리 되어 있다. 반면, 내부는 연료 탱크에 대한 노출을 방지하기 위해서 산화피막 처리 후 특수 코팅처리된 상태이다. 한편, 비교를 위하여 실제 부품에서 채취한 시편을 연마하여 표면에 존재하는 부식 또는 기계적 손상을 제거한 비교 시편에 대하여서도 피로 시험을 행하였다. 피로 시험은 일축 인장 하중 상태에서 응력비 0.1과 40Hz의 주파수 조건으로 Instron 모델 8516 동적 재료시험기를 이용하여 행하였다. S-N 피로 시험 후 파단된 시험편은 주사전자현미경(SEM)을 이용하여 파단면을 관찰하여 실제 균열생성부로 작용한 부식 손상의 정도와 형상을 정량화하였다. 즉, 부식 손상의 깊이와 너비와 그리고 면적을 측정값과 기존에 보고된 EIFS 환산 모델링을 바탕으로 하여 역산법을 통하여 얻은 등가초기균열크기(EIFS) 값과 비교 분석하였다.
마지막으로, 본 발명자들은 실제 특정 응력에서의 S-N 피로 결과에서 역산된 등가초기균열크기 값을 사용하여 여러 응력 상태에서 S-N 피로 결과를 선형파괴역학을 적용하여 예측하였다. 이러한 파괴역학적 모델링을 위하여는 정확한 피로균열성장속도와 적절한 등가초기균열크기의 선정이 필요하다. 본 발명자들은 EIF(equivalent initial flaw)의 a/c를 1로 고정하여 단순화시켰으며, 파단시간까지의 수명을 균열성장시간과 같다고 가정하였다. 또한, 본 발명자들은, 여러 응력 범위에서 등가초기균열크기(EIFS)에서 균열성장속도를 이용한 파단까지의 피로 수명을, 피로 수명 예측프로그램인 AFGROW 를 이용하여 예측하였다.
2. 연구 결과
장기 운용된 항공기 P-3B의 수명 연장을 위해 일부 교체된 부품에서 부식 손상을 디지털 카메라, 실물 현미경, 광학 현미경, 그리고 주사전자현미경 등 다양한 첨단 광학장비를 활용하여 검사한 결과 육안으로 쉽게 관찰되지 않았던 다양한 형상의 부식 손상들이 특히 체결을 위한 각종 홀 주위에서 다수 관찰되었다. 예를 들어, 도 4에서 보는 바와 같이, 표면에서는 잘 관찰되지 않았으나, 광학 현미경(LM)으로 관찰한 결과 부식 손상의 일종인 피팅(pitting)들이 다수 관찰되었음을 알 수 있다. 또한, 도 5에서도 육안으로는 잘 관찰되지 않았던 부식 손상이 주사전자현미경(SEM)으로 확대하여 관찰하였을 경우 명확하게 관찰되는 것을 알 수 있다.
장기 운용된 P-3B의 부식 손상 등에 따른 인장 특성의 변화를 알아보기 위하여 실제 운용된 부품에서 피로 시편을 채취하여 인장 시험한 결과는 다음의 표 2와 같다.
[표 2]
Figure 112012031200519-pat00002
한편, 상기 표 2에서는, 비교를 위해, 「MIL-HDBK-5J, "Metallic materials and elements for aerospace vehicle structure"(1998)」에서 보고된 동일 소재의 인장 특성을 함께 나타내었다. 상기 표 2로부터 알 수 있는 바와 같이, 항공기의 표면 손상은 재료의 정적 특성에는 큰 영향을 미치지 않는다는 것이 확인되었다.
[본 발명에 따른 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법의 각 세부 단계 내용]
1. 항공기의 실제 부품에서 피로 시편을 채취하여 일축 응력( Uniaxial Stress) 하에서 피로 시험을 수행하는 제 1 단계( S101 )
본 발명자들은 본 발명에 따른 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법의 제 1 단계로서, 수명 연장을 위해 교체된 항공기(예컨대, P-3B 항공기, 이하 P-3B 항공기인 경우를 상정하여 설명하도록 함)의 날개부에서 채취한 시편과 표면의 손상을 제거한 시편을, 동적 재료시험기를 통해 피로 시험하는 과정을 수행하였다. 바람직한 실시예에 따라, 상기 동적 재료시험기를 통해 피로 시험하는 것은 일축 인장 하중 상태에서 응력비 0.1과 40 Hz의 주파수 조건으로 하여 수행하는 것일 수 있다.
도 6에서 보는 바와 같이, 채취 상태의 시편은 채취 후 표면 연마를 행한 시편의 피로 저항성에 비해 월등히 낮은 저항성을 낮은 응력 범위에서 나타내고 있다. 예를 들어, 피로한(fatigue limit)만을 비교할 경우, 부식 손상에 의해 평균 25% 정도 피로 저항성이 낮아지는 것을 알 수 있다.
도 6에서는, 항공기 날개의 피로 균열 발생부의 구분을 위하여 균열이 내부에서 시작된 경우와 외부에서 시작된 경우를 구분하여 나타내었다. 도 6으로부터, 많은 경우에 균열이 외부에서 발생한 것을 알 수 있으며, 평균적으로 내부에서 균열이 발행하는 경우는 약 13%, 외부의 경우는 약 35%의 피로 저항성 감소를 나타내는 것을 알 수 있다.
도 7은 주사전자현미경(SEM)을 이용하여 관찰한 P-3B 날개의 (a) 내부와 (b) 외부를 각각 보여주고 있다. 도 7을 통하여, 외부에 광범위하게 부식 손상이 존재하는 것을 알 수 있으며, 내부의 경우에는 부식 손상보다는 산화 피막 형성 과정 등에서 생긴 결함이 피로 균열의 원인으로 작용한 것을 알 수 있다.
2. 상기 제 1 단계( S101 )의 피로 시험 결과 생성된 파단된 시험편에 대하여, 주사전자현미경( SEM )을 이용하여 상기 파단된 시험편의 파단면을 관찰하는 제 2 단계( S102 )
본 발명자들은 본 발명에 따른 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법의 제 2 단계로서, 상기 제 1 단계의 과정을 통해 파단된 시험편의 파단면을 주사전자현미경(SEM)으로 관찰하는 과정을 수행하였다.
도 8의 (a) 내지 (c)는 P-3B 날개 부위에서 채취된 시편의 피로 시험 후의 파단면을 주사전자현미경(SEM)을 이용하여 관찰한 사진을 보여주고 있다. 구체적으로, 도 8의 (a) 및 (b)는 각각 내부와 외부에서 균열이 시작된 경우를 보여주고 있고, 도 8의 (c)는 비교를 위하여 표면이 연마된 상태에서 피로 시험이 행해진 경우를 보여주고 있다.
도 8의 (a) 내지 (c)로부터, 채취된 상태의 시편에서는 내부 및 외부 모두 결함에서 균열이 시작되었으나, 표면 연마된 시편의 경우에는 가장 응력 집중이 높은 모서리에서 균열이 발생한 것을 알 수 있다.
3. 상기 제 2 단계( S102 )에서 관찰된, 실제 균열 생성부로 작용한 부식 손상의 깊이와 너비와 면적의 측정값을, EIFS( Equivalent Initial Flaw Size ) 환산 모델링을 기초로 역산법을 통하여 얻은 등가초기균열크기(EIFS ) 값과 비교 분석하는 제 3 단계( S103 )
본 발명자들은 본 발명에 따른 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법의 제 3 단계로서, 상기 제 2 단계에서 관찰된 결함의 형상 및 크기를 역산법으로 계산된 등가초기균열크기 값과 비교하기 위하여 여러 응력 상태에서 시험된 대표적 시편에 대해 존재하는 손상에 대한 정량적 분석을 행하였으며, 그 결과는 다음의 표 3과 같다.
[표 3]
Figure 112012031200519-pat00003
상기 표 3으로부터는, 손상의 크기나 형상이 외부에 비하여 내부가 상대적으로 균일한 것을 알 수 있으며, 외부의 경우 a/c 비율이나 크기 등이 불균일한 것을 알 수 있다.
4. 상기 일축 응력 하에서 피로 시험을 수행한 결과로부터 도출된 응력-피로수명(S-N) 곡선에서 역산된 등가초기균열크기(EIFS ) 값을 사용하여, 여러 응력 상태에서의 응력-피로수명(S-N) 곡선을 예측하는 제 4 단계( S104 )
본 발명자들은 본 발명에 따른 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법의 제 4 단계로서, 여러 응력 상태에서의 응력-피로수명(S-N) 곡선을 예측하는 과정을 수행하였다.
구체적으로, 피로수명 예측을 위해 본 발명자들은 내부와 외부에 대해 각각 다음의 표 4와 표 5와 같은 네 가지 가정을 세워 각 조건에서 피로수명을 예측하고 그 결과를 실험값과 비교하였다.
[표 4]
Figure 112012031200519-pat00004
[표 5]
Figure 112012031200519-pat00005
상기 표 4와 표 5에 있어서, 가정 1,2,3에서는 a/c=1로 고정하고 실제 측정한 손상의 깊이가 가장 큰 값을 이용하여 등가초기균열크기(EIFS) 값을 가정하였으며, 가정 4에서는 실제 측정된 a/c비인 0.73을 이용하였다. 한편, 가정 2는 측정된 손상 깊이의 평균값을 가정 3은 손상의 면적을 측정하여 사용하였다.
도 9는 P-3B 날개에서 채취한 시편 중 내부에서 균열이 발생한 시편에 대해 가정 1,2,3,4를 이용하여 S-N 피로특성을 예측한 결과와 실제 실험값을 보여주고 있다.
도 9로부터는, 예측을 위한 입력값의 정확도가 증가할수록 예측 결과가 실험값과 매우 잘 일치함을 알 수 있다. 그러나, 매우 단순한 가정을 이용한 가정 1의 경우에도 약 25% 범위에서 실험결과와 일치하는 값을 얻을 수 있었다.
도 10은 상술한 가정과 유사한 가정을 이용하여 외부에서 균열이 발생한 시편에 대해 S-N 피로특성을 예측한 결과와 실제 실험값을 보여주고 있다. 표 3에서 본 바와 같이 다양한 크기와 형상의 손상이 존재하는 외부에서의 균열발생 시편은 내부에 비하여 예측 결과가 상대적으로 낮은 정확도를 보였다. 그러나, 이러한 경우에도 가정 4를 이용하여 예측한 결과 10% 내외의 범위에서 실험값과 일치하는 것을 알 수 있다.
결론적으로, 상술한 본 발명의 제 1 단계 내지 제 4 단계에 따른 방법에 의할 경우, 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 적절히 예측할 수 있었다.
실제로, 부식 손상을 a/c가 1이고 유사한 크기를 가진 균열로 간주하는 가장 간단한 가정으로도 실험적으로 구한 S-N 피로거동과 대략적으로 10% 내외 범위에서 일치하는 것을 알 수 있었다.
이상의 설명은 본 발명의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 다양한 수정 및 변형이 가능할 것이다. 따라서, 본 발명에 개시된 실시예들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.

Claims (4)

  1. 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법으로서,
    (a) 항공기의 실제 부품에서 피로 시편을 채취하여 일축 응력(Uniaxial Stress) 하에서 피로 시험을 수행하는 단계;
    (b) 상기 (a) 단계의 피로 시험 결과 생성된 파단된 시험편에 대하여, 주사전자현미경(SEM)을 이용하여 상기 파단된 시험편의 파단면을 관찰하는 단계;
    (c) 상기 (b) 단계에서 관찰된, 실제 균열 생성부로 작용한 부식 손상의 깊이와 너비와 면적의 측정값을, EIFS(Equivalent Initial Flaw Size) 환산 모델링을 기초로 역산법을 통하여 얻은 등가초기균열크기(EIFS) 값과 비교 분석하는 단계; 및
    (d) 상기 일축 응력 하에서 피로 시험을 수행한 결과로부터 도출된 응력-피로수명(S-N) 곡선에서 역산된 등가초기균열크기 값을 사용하여, 여러 응력 상태에서의 응력-피로수명(S-N) 곡선을 예측하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는, 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 (a) 단계에서, 상기 피로 시험을 수행하는 것은 일축 인장 하중 상태에서 응력비 0.1과 40 Hz의 주파수 조건으로 하여 동적 재료시험기를 통해 수행되는 것을 특징으로 하는, 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법.
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