KR101680090B1 - Method for testing contact fatigue test of composit structure - Google Patents
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Abstract
상술한 목적을 달성하기 위한, 본 발명에 따른 복합재료 구조물의 접촉부 피로시험 평가 방법은 a) 복합재료 구조물의 접촉부 피로시험 평가 장치의 구조물 고정부가 복합재료 구조물을 고정시키는 단계, b) 복수의 게이지가 복합재료 구조물의 접촉부에 장착되어 변형률 ε1,ε2,ε3 및ε4를 측정하는 단계, c) 변형률 계산부가 게이지에 의해 측정된 변형률ε1,ε2,ε3 및ε4를 가지고, 복합재료 구조물의 축방향 변형률, 면방향 변형률, 면내방향 변형률을 계산하는 단계;d) 모멘트 계산부가 변형률 계산부에 의해 계산된 면방향 변형률과 면내방향 변형률을 가지고 면방향 모멘트와 면내방향 모멘트를 계산하는 단계, e) 제어부가 d)단계에서 계산된 복수의 지점에 대한 면방향 모멘트와 면내방향 모멘트의 선형성을 이용하여 임의의 지점들에 대한 면방향 모멘트와 면내방향 모멘트를 추정하여 도출하는 단계; 및 f) 제어부가 복합재료 구조물에 대한 전체 변형률을 계산하여, 피로선도를 산출하고 피로평가를 수행하여 수명을 계산하는 단계;를 포함하여 게이지 장착이 어려운 좁은 지역에서 응력이나 변형률을 선형성을 이용하여 모니터링 할 수 있는 효과는 것을 특징으로 한다.In order to achieve the above object, a contact fatigue test evaluation method of a composite structure according to the present invention comprises the steps of a) fixing a composite structure to a structure fixing portion of a contact fatigue testing and evaluating apparatus of a composite material structure, b) Ε 1 , ε 2 , ε 3 and ε 4 , measured by the strain gauge attached to the contact portion of the composite material structure, and measuring the strains ε 1 , ε 2 , ε 3 and ε 4 D) Calculating the directional moment and the in-plane directional moment with the directional strain and the in-plane directional strain calculated by the strain calculator, calculate the axial strain, the plane strain, and the in-plane directional strain of the composite structure. E) calculating, using the linearity of the plane direction moment and the in-plane direction moment for the plurality of points calculated in the step d) Deriving estimates a moment toward the plane direction of the moment; And f) calculating the total strain for the composite structure, calculating the fatigue curve, and performing a fatigue assessment to calculate the life of the composite, wherein the control unit calculates the stress or strain in a narrow region, And an effect that can be monitored.
Description
본 발명은 복합재료 구조물의 접촉부 피로시험 평가 방법에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는 복합재 구조물의 접촉부를 벗어난 지역에서의 게이지를 평가하여 위치에 대한 선형성을 평가하고 외삽법(extrapolation method)를 이용하여 접촉부의 응력상태나 변형률 상태를 간접적으로 평가할 수 있도록 한 복합재료 구조물의 접촉부 피로시험 평가 방법에 관한 것이다.
The present invention relates to a contact fatigue test evaluation method of a composite material structure, and more particularly, to a method of evaluating a gauge in an area off a contact portion of a composite structure, evaluating linearity with respect to the position and using an extrapolation method, To a method for evaluating a contact fatigue test of a composite material structure in which a stress state or a strain state of a composite material structure can be indirectly evaluated.
일반적인 피로시험은 도 1에 도시된 바와 같이, 시험체의 영역에 변형률 게이지를 붙이고 피로하중을 인가하게 된다.As shown in Fig. 1, a general fatigue test applies a strain gauge to a region of a test body and applies a fatigue load.
피로하중은 수행 임무에 따른 수평비행, 이착륙, 기동, 돌풍 및 지상운용하중과 속도, 고도, 중량조건 등 모든 운용환경 하에서 발생하는 하중 환경을 모두 고려하여 피로하중 스펙트럼을 구성한다.Fatigue loads constitute the fatigue load spectrum considering all the load environments occurring under all operating environments, such as horizontal flight, takeoff and landing, maneuvering, blast and ground operating loads, and speed, altitude and weight conditions.
특히, 지상운용과 공중 기동 간의 하중 환경 차이를 고려한 지상-공중-지상(G-A-G) 운용 하중 및 로터 시스템의 가동 및 정지절차를 고려한 하중 이력을 저사이클 피로하중 조건으로 별도로 고려하여 피로해석 시 반영한다.Especially, the fatigue analysis considering the load history considering the operation conditions of the ground - air - ground (GAG) operation load and the rotor system considering the load environment difference between the ground operation and the public operation is separately considered as the low cycle fatigue load condition .
한편, 피로하중은 정적하중과 동적하중의 합으로 구성되며, 도 2에 도시된 그래프에서 상기 정적하중은 아래의 [수학식 1]과 같고, On the other hand, the fatigue load is composed of the sum of the static load and the dynamic load, and in the graph shown in FIG. 2, the static load is expressed by the following equation (1)
상기 동적하중은 아래의 [수학식 2]와 같다.The dynamic load is expressed by the following equation (2).
회전익 항공기의 동적구성품에 대한 피로손상(fatigue damage) 해석은 전 수명 안전설계(safe-life) 개념을 균열 발생수명을 고려한다. The analysis of fatigue damage on the dynamic components of a rotorcraft aircraft takes into account the life of the cracks as a whole-life safe-life concept.
즉, 회전익 항공기의 경우, 고속으로 회전하는 로터 시스템, 동력 전달장치 및 엔진 등으로부터 유발되는 피로하중이 매우 큰 발생 빈도 수(occurrence)를 가지기 때문에 균열발생 시점에서부터 최종 판단에 이르기까지를 의미하는 균열성장 수명이 균열발생 수명보다 현저히 짧기 때문에 균열발생 시점을 부품의 수명이 다한 것으로 평가한다.That is, in the case of a rotorcraft aircraft, since the fatigue load generated from the rotor system rotating at high speed, the power transmission device, and the engine has a very high occurrence frequency, cracks from the point of occurrence of cracking to the final judgment Since the growth lifetime is significantly shorter than the crack occurrence life, the crack occurrence time is evaluated as the lifetime of the component.
따라서 전 수명 안전설계에 있어서 부품의 교체시점은 균열발생이 예상되는 시점을 기준으로 현장 운용 및 정비 상황을 적절히 고려하여 결정하게 된다.Therefore, the part replacement time in the entire lifetime safety design is determined by taking into account the site operation and maintenance situation based on the point at which the crack is expected to occur.
한편, 도 4에 도시된 바와 같이 하부 부과 이력에 따른 회전익 항공기의 동적 구성품 대한 피로손상 해석은 아래와 같은 [수학식 3]의 Miner`s rule이 이용된다.Meanwhile, as shown in FIG. 4, the fatigue damage analysis of the dynamic components of the rotor blade aircraft according to the lower loading history is performed using the Miner's rule of Equation (3) as follows.
상기 [수학식 4]에서 Dj는 각 손상 D는 총 손상이다In Equation (4), D j is the total damage of each damage D
즉, 상기 Miner`s rule에 의한 손상평가결과 D>=1인 경우, 부품은 기능을 상실(fail)한 것으로 평가된다.That is, when D> = 1, the parts are evaluated as failing the function.
상기 Miner`s rule에 따라 산출된 총 손상(tatal damage)을 이용하여 부품의 안전수명(safe life)은 아래의 [수학식 5]에 의해 산출된다.The safe life of the part using the tatal damage calculated according to the miner's rule is calculated by the following equation (5).
상술한 종래의 수명평가에서는 재질의 허용치(allowable)를 가지고 피로수명 평가를 하게 된다. 그러나 복합재료로 구성된 구성품(component)은 다양한 재질로 구성되어 있고 복합재 각각의 층에서 하중을 받아가는 양이 다르기 때문에 단일 재질의 허용치를 이용하여 피로수명을 평가하지 않고 복합재 구조체 전체를 피로시험을 해서 구성품 단위의 허용치를 얻어서 피로수명을 평가하여야 한다.In the above-described conventional life evaluation, fatigue life evaluation is carried out with an allowable value of a material. However, since components made of composite materials are composed of various materials and the amount of load applied to each layer of the composite is different, the entire composite structure is subjected to fatigue test without evaluating the fatigue life using the allowable value of a single material The fatigue life shall be assessed by obtaining the permissible values for the component units.
또한, 고속으로 회전하는 영역에서 복합재 구조체를 고정하는 영역은 직접적으로 변형률 게이지를 붙이기 힘들고, 가장 큰 하중이 걸리는 부분이며 볼트를 감싸는 복합재가 있기 때문에 허용 강도가 약하다는 문제점이 있고, 고속회전으로 회전하는 영역인 체결영역을 변형률 게이지를 붙여 실시간으로 모니터링 하기 어렵기 때문에 일반적인 피로평가가 쉽지 않다는 문제점이 있다.
Further, in the region where the composite structure is fixed in the region rotating at a high speed, it is difficult to attach the strain gauge directly, and there is a problem that the allowable strength is weak because there is a composite material that covers the bolt, It is difficult to evaluate fatigue in general because it is difficult to monitor the fatigue strength in real time by attaching a strain gauge.
따라서, 본 발명은 상술한 문제점을 해결하기 위하여, 복합재 구조물의 접촉부를 벗어난 지역에서의 게이지를 평가하여 위치에 대한 선형성을 평가하고 외삽법(extrapolation method)를 이용하여 접촉부의 응력상태나 변형률 상태를 간접적으로 평가할 수 있도록한 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법의 제공을 목적으로 한다.
Therefore, in order to solve the above-described problems, the present invention provides a method of evaluating a linearity of a position of a composite structure by evaluating a gauge in an area out of the contact portion and evaluating a stress state or a strain state of the contact portion using an extrapolation method And to provide a method for evaluating the fatigue life of a composite wing structure that can be indirectly evaluated.
상술한 목적을 달성하기 위한, 본 발명에 따른 복합재료 구조물의 접촉부 피로시험 평가 방법은 a) 복합재료 구조물의 접촉부 피로시험 평가 장치의 구조물 고정부가 복합재료 구조물을 고정시키는 단계, b) 복수의 게이지가 복합재료 구조물의 접촉부에 장착되어 변형률 ε1, ε2, ε3 및 ε4를 측정하는 단계, c) 변형률 계산부가 게이지에 의해 측정된 변형률ε1, ε2, ε3 및 ε4를 가지고, 복합재료 구조물의 축방향 변형률, 면방향 변형률, 면내방향 변형률을 계산하는 단계;d) 모멘트 계산부가 변형률 계산부에 의해 계산된 면방향 변형률과 면내방향 변형률을 가지고 면방향 모멘트와 면내방향 모멘트를 계산하는 단계, e) 제어부가 d)단계에서 계산된 복수의 지점에 대한 면방향 모멘트와 면내방향 모멘트의 선형성을 이용하여 임의의 지점들에 대한 면방향 모멘트와 면내방향 모멘트를 추정하여 도출하는 단계; 및 f) 제어부가 복합재료 구조물에 대한 전체 변형률을 계산하여, 피로선도를 산출하고 피로평가를 수행하여 수명을 계산하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
In order to achieve the above object, a contact fatigue test evaluation method of a composite structure according to the present invention comprises the steps of a) fixing a composite structure to a structure fixing portion of a contact fatigue testing and evaluating apparatus of a composite material structure, b) Ε 1 , ε 2 , ε 3 and ε 4 , measured by the strain gauge attached to the contact portion of the composite material structure, and measuring the strains ε 1 , ε 2 , ε 3 and ε 4 D) Calculating the directional moment and the in-plane directional moment with the directional strain and the in-plane directional strain calculated by the strain calculator, calculate the axial strain, the plane strain, and the in-plane directional strain of the composite structure. E) calculating, using the linearity of the plane direction moments and the in-plane direction moments for the plurality of points calculated in the step d) Estimating and obtaining a planar direction moment and an in-plane direction moment; And f) calculating a total strain of the composite material structure by the control unit, calculating a fatigue diagram, and performing a fatigue evaluation to calculate the life span.
본 발명에 따른 복합재료 구조물의 접촉부 피로시험 평가 방법은 게이지 장착이 어려운 좁은 지역에서 응력이나 변형률을 선형성을 이용하여 모니터링 할 수 있는 효과가 있으며, 복합재 구조체의 구성품에 대한 피로수명을 적절하게 평가할 수 있는 효과가 있다.
The contact fatigue test evaluation method of the composite material structure according to the present invention has the effect of monitoring the stress or strain by using the linearity in a narrow region where the gauge is difficult to be installed and it is possible to appropriately evaluate the fatigue life of the components of the composite structure There is an effect.
도 1은 종래 피로시험 시편 변형률 게이지 장착예를 도시한 도면,
도 2는 정하중과 동하중 그래프를 도시한 도면,
도 3은 고사이클 피로하중과 저사이클 피로하중을 도시한 도면,
도 4는 하중 부과 이력을 도시한 도면,
도 5는 본 발명에 따른 복합재료 구조물의 접촉부 피로시험 평가장치의 블록도,
도 6는 게이지가 장착되는 복합재료 구조물을 도시한 도면,
도 7은 구조물의 두께와 너비를 도시된 도면,
도 8은 복합재료 구조물의 각 지점을 표시한 도면,
도 9는 본 발명에 따른 복합재료 구조물의 접촉부 피로시험 평가장치에 복합재료 구조물이 장착된 도면,
도 10은 면방향 모멘트를 추정한 그래프 도면,
도 11은 면내방향 모멘트를 추정한 그래프 도면,
도 12는 복합재 구조물에 대한 피로선도의 그래프 도면 및
도 13은 피로평가를 수행하여 수명을 계산한 그래프 도면이다.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a view showing an example of mounting a conventional fatigue test specimen strain gauge,
2 is a graph showing a static load versus dynamic load graph,
3 is a view showing a high cycle fatigue load and a low cycle fatigue load,
4 is a view showing a load part and history,
5 is a block diagram of an apparatus for evaluating contact fatigue of a composite structure according to the present invention,
Figure 6 shows a composite structure on which gauges are mounted,
Figure 7 shows the thickness and width of the structure,
8 is a view showing each point of the composite structure,
9 is a view of a composite material structure mounted on a contact fatigue test evaluation device of a composite material structure according to the present invention,
FIG. 10 is a graph drawing estimating the plane direction moment,
11 is a graph showing an in-plane direction moment estimation,
12 is a graphical representation of fatigue diagrams for composite structures and
13 is a graph showing the fatigue evaluation performed to calculate the life.
이하, 첨부 도면을 참조하여 본 발명의 실시예를 보다 상세하게 설명하고자 한다. 이에 앞서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정하여 해석되어서는 아니 되며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여, 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다.Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. Prior to this, terms and words used in the present specification and claims should not be construed to be limited to ordinary or dictionary meanings, and the inventor should properly interpret the concept of the term to describe its own invention in the best way. The present invention should be construed in accordance with the meaning and concept consistent with the technical idea of the present invention.
따라서, 본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 일 실시예에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.Therefore, the embodiments described in this specification and the configurations shown in the drawings are merely the most preferred embodiments of the present invention and do not represent all the technical ideas of the present invention. Therefore, It is to be understood that equivalents and modifications are possible.
먼저, 본 발명에 따른 복합재료 구조물의 접촉부 피로시험 평가 방법을 설명하기 전, 복합재료 구조물의 접촉부 피로시험 평가 장치에 대하여, 도 5를 참조하여 간단히 설명한다.First, a contact fatigue test evaluation device for a composite material structure will be briefly described with reference to FIG. 5, before explaining the contact fatigue test evaluation method of the composite material structure according to the present invention.
참고로, 도 5는 본 발명에 따른 복합재료 구조물의 접촉부 피로시험 평가장치의 블록도이다.5 is a block diagram of a contact fatigue test evaluation apparatus of a composite material structure according to the present invention.
도 5에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 복합재료 구조물의 접촉부 피로시험 평가장치는 제어부(110), 구조물 고정부(120), 게이지(130), 변형률 계산부(140), 모멘트 계산부(150) 및 디스플레이부(160), 피로 허용치 계산부(170) 및 피로수명 평가부(180)를 포함한다.5, the apparatus for evaluating contact fatigue of a composite structure according to the present invention includes a
도 6은 게이지가 장착되는 복합재료 구조물을 도시한 도면이다.6 is a view showing a composite material structure in which a gage is mounted.
먼저, 상기 복합재료 구조물이 도 9에 도시된 바와 같이 복합재료 구조물의 접촉부 피로시험 평가장치의 구조물 고정부(120)의해 고정된 후, 도 6에 도시된 바와 같이, 복수의 게이지(130)가 복합재료 구조물의 관심영역인 접촉부에 장착된다.First, after the composite material structure is fixed by the
상기 복수의 게이지(130) 각각에서 측정한 변형률을 스트레인 ε1,ε2,ε3 및ε4라고 할 때, 축방향에 대한 변형률 'εCentrifugal - force'은 아래의 [수학식 5]로 상기 변형률 계산부(140)에 의해 계산된다.When the strains measured at each of the plurality of
한편, 면방향에 대한 변형률 'εFlapwise'는 아래의 [수학식 6]로 상기 변형률 계산부(140)에 의해 계산된다.On the other hand, the strain '? Flapwise ' with respect to the plane direction is calculated by the
상술한 면방향과는 상이한 면내방향에 대한 변형률 'εLagwise'도 상기 변형률 계산부(140)에 의해 아래의 [수학식 7]로 계산된다.The
상술한 바와 같이, 면방향 및 면내 방향 대한 변형률이 계산되면, 면방향에 대한 모멘트 `Moment(flapwise)`를 상기 모멘트 계산부(150)가 아래의 [수학식 8]를 가지고 계산한다.As described above, when the strains in the plane direction and the in-plane direction are calculated, the
상기 [수학식 8]에서 'EIFlap 은 면방향 강성'이고, 'εFlapwise'는 위의 [수학식 6]에 의해 계산된 '면방향 변형률'이며, 상기 'v'는 구조물의 두께와 너비가 도시된 도 7에서 상기 두께의 반에 해당되는 값이다.In Equation (8), 'EI Flap 'Is the surface direction stiffness,' ε Flapwise 'is the' plane direction strain 'calculated by Equation (6) above, and' v 'is the thickness of the structure and half Respectively.
한편, 면내방향에 대한 모멘트`Moment(lagwise)`를 상기 모멘트 계산부(150)는 아래의 [수학식 9]를 가지고 계산된다.On the other hand, the
상기 [수학식 9]에서 'EILap 은 면내방향 강성'이고, 'εLagwise'는 위의 [수학식 7]에 의해 계산된 '면내방향 변형률'이며, 상기 'w'는 구조물의 두께와 너비가 도시된 도 7에서 상기 너비의 반에 해당되는 값이다.In Equation (9), 'EI Lap Is the in-plane directional stiffness', and 'ε Lagwise ' is the 'in-plane directional strain' calculated by the above equation 7, and 'w' is the half width of the structure in FIG. Respectively.
한편, 도 8에 도시된 바와 같이, Ref 40, 75, 150 지점에서 상기 [수학식 8]과 [수학식 9]를 가지고 각각 면방향 모멘트와 면내방향 모멘트를 계산하면, 상기 제어부(110)가 선형성을 이용하여 `Ref 0`에서의 면방향 모멘트와 면내방향 모멘트 값을 추정하여 도출한다.8, when the plane direction moment and the in-plane direction moment are calculated using the equations (8) and (9) at the points of
보다 구체적으로, 상기 제어부(110)는 Ref 40, 75, 150 지점에서 상기 [수학식 8]에 의해 계산된 면방향 모멘트 값을 가지고, 어떤 계산식 없이 단지 선형성만으로 도 11에 도시된 바와 같이 `Ref 0` 지점에서의 면방향 모멘트 값을 추정하여 도출한다.More specifically, the
또한, 상기 제어부(110)는 Ref 40, 75, 150 지점에서 상기 [수학식 9]에 의해 계산된 면내방향 모멘트 값을 가지고, 역시 어떤 계산식 없이 단지 선형성만으로 도 12에 도시된 바와 같이 `Ref 0` 지점에서의 면내방향 모멘트 값을 추정하여 도출한다.In addition, the
상술한 바와 같이, `Ref 0`에서의 면방향과 면내방향 모멘트를 계산하게 되면, 상기 제어부(110)는 복합재료 구조물 전체 변형률을 아래의 [수학식 10]을 이용하여 계산한다.As described above, when calculating the plane direction and in-plane direction moments at `
상기 [수학식 10]에서 `EIFlapwise 은 면방향 강성`, `EIlagwise 은 면내방향 강성`, `E는 탄성계수`, `S는 넓이` `v`와 `w`는 구조물의 두께와 너비가 도시된 도 7에서 각각 `두께의 반`과 `너비의 바`에 해당되는 값, 그리고 `Flapwise Moment와 Lagwise Moment`는 상기 [수학식 8]과 [수학식 9]에 의해 각각 계산된, 면방향 모멘트와 면내방향 모멘트이다.In Equation (10), `EI Flapwise , The lateral stiffness `,` EI lagwise 7 shows the thickness and the width of the structure. The thickness and the width of the structure are shown in FIGS. 7A and 7B, respectively. The corresponding values, and the `Flapwise Moment and Lagwise Moment` are the plane direction moments and the in-plane direction moments, respectively, calculated by Equations (8) and (9).
상기 제어부(110)는 상기 [수학식 10]을 통해 전체 변형률 계산하면, 복합구조물에 대한 피로선도를 산출하고, 도 12와 같이 그래프를 상기 디스플레이부(160)에 표시한다.The
한편, 상기 피로 허용치 계산부(170)는 외삽법(extrapolation)을 통한 복합재료의 접촉부 피료 허용치(S-N Curve)를 계산한다.On the other hand, the fatigue allowance calculation unit 170 calculates an allowable allowable value (S-N Curve) of the composite material through extrapolation.
마지막으로 상기 피로수명 평가부(180)는 피로하중 스펙트럼을 통해 피로평가를 수행하여 응력수명법을 통해 블레이드가 접촉된 복합재료 구조물에 대한 수명을 평가하고, 도 13와 같이 그래프를 상기 디스플레이부(160)에 표시한다.Finally, the fatigue
이상과 같이, 본 발명은 비록 한정된 실 시예와 도면에 의해 설명되었으나, 본 발명은 이것에 의해 한정되지 않으며 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 본 발명의 기술 사상과 하기에 기재될 청구범위의 균등 범위 내에서 다양한 수정 및 변형이 가능함은 물론이다.
While the present invention has been particularly shown and described with reference to exemplary embodiments thereof, it is to be understood that the invention is not limited to the disclosed embodiments, but, on the contrary, It is to be understood that various modifications and changes may be made without departing from the scope of the appended claims.
110 : 제어부
120 : 구조물 고정부
130 : 게이지
140 : 변형률 계산부
150 : 모멘트 계산부
160 : 디스플레이부110:
120: Structure fixing part
130: Gauge
140: strain calculating section
150: moment calculation unit
160:
Claims (7)
(a) 복합재료 구조물의 접촉부 피로시험 평가 장치의 구조물 고정부(130)가 상기 복합재료 구조물을 고정시키는 단계;
(b) 복수의 게이지(130)가 상기 복합재료 구조물의 접촉부에 장착되어 변형률 ε1,ε2,ε3 및ε4를 측정하는 단계;
(c) 변형률 계산부(140)가 상기 게이지(130)가 측정한, 상기 변형률 ε1,ε2,ε3 및ε4를 가지고, 상기 복합재료 구조물의 축방향 변형률'εCentrifugal-force', 면방향 변형률'εFlapwise' 면내방향 변형률'εLagwise'을 계산하는 단계;
(d) 모멘트 계산부(150)가 상기 변형률 계산부(140)에 의해 계산된 상기 면방향 변형률과 상기 면내방향 변형률을 가지고 면방향 모멘트 'Moment(flapwise)'와 면내방향 모멘트 'Moment(lagwise)'를 계산하는 단계;
(e) 제어부(110)가 상기 (d)단계에서 계산된 복수의 지점에 대한 면방향 모멘트 'Moment(flapwise)'와 면내방향 모멘트 'Moment(lagwise)'의 선형성을 이용하여 임의의 지점들에 대한 면방향 모멘트 'Moment(flapwise)'와 면내방향 모멘트 'Moment(lagwise)'를 추정하여 도출하는 단계; 및
(f) 상기 제어부(110)가 복합재료 구조물에 대한 전체 변형률Total-Srain을 계산하면, 피로 허용치 계산부(170)가 외삽법(extrapolation)을 통한 복합재료 접촉부의 피로 허용치를 계산하고, 피로수명 평가부(180)가 피로선도를 산출하여, 상기 피로 허용치를 기준으로 피로평가를 수행하여 수명을 계산하는 단계;를 포함하되,
상기 축방향 변형률'εCentrifugal-force'은 수학식
A contact fatigue test evaluation method for a contact material fatigue test of a composite material structure,
(a) fixing the composite material structure to the structure fixing unit 130 of the contact fatigue test evaluation apparatus of the composite material structure;
(b) measuring a strain ε 1 , ε 2 , ε 3 and ε 4 of a plurality of gauges 130 mounted on a contact portion of the composite structure;
(c) The strain calculator 140 calculates the axial strain 'ε Centrifugal-force ' of the composite structure with the strains ε 1 , ε 2 , ε 3 and ε 4 measured by the gage 130, if calculating the strain direction 'ε Flapwise' plane direction strain 'ε Lagwise';
(d) The moment calculating unit 150 calculates the surface direction moment Moment (flapwise) and the in-plane direction moment Moment (lagwise) with the surface direction strain and the in-plane direction strain calculated by the strain calculation unit 140, &Quot;
(e) Using the linearity of the plane direction moment 'Moment (flapwise)' and the in-plane direction moment 'Moment (lagwise)' for a plurality of points calculated in the step (d) Estimating a planar directional moment 'Moment (flapwise)' and an in-plane directional moment 'Moment (lagwise)'; And
(f) When the control unit 110 calculates the total strain Total-Srain for the composite material structure, the fatigue allowance calculation unit 170 calculates the fatigue allowance of the composite material contact unit by extrapolation, Calculating a fatigue diagram by the evaluating unit 180 and performing a fatigue evaluation based on the fatigue allowance to calculate a life time,
The axial strain 'ε Centrifugal-force '
상기 면방향 변형률'εFlapwise'은 수학식
The method of claim 1, wherein
The plane strain ' Flapwise '
상기 면내방향 변형률'εLagwise'은 수학식
The method according to claim 1,
The in-plane directional strain '? Lagwise '
상기 면방향 모멘트 'Moment(flapwise)'은
EIFlap : 면방향 강성
εFlapwise : 면방향 변형률
v : 구조물 두께
에 의해 계산되는 것을 특징으로 하는 복합재료 구조물의 접촉부 피로시험 평가 방법.
The method according to claim 1,
The plane direction moment Moment (flapwise)
EI Flap : Directional stiffness
ε Flapwise : Plane direction strain
v: Structure thickness
Of the composite material structure.
상기 면내방향 모멘트'Moment(lagwise)'는
EIFlap : 면내방향 강성
εLagwise : 면내방향 변형률
w : 구조물 폭
에 의해 계산되는 것을 특징으로 하는 복합재료 구조물의 접촉부 피로시험 평가 방법.
The method according to claim 1,
The in-plane directional moment " Moment (lagwise) "
EI Flap : In-plane directional stiffness
ε Lagwise : In-plane direction strain
w: Structure width
Of the composite material structure.
상기 복합재료 구조물에 대한 전체 변형률'Total-strain'은
EIFlapwise : 면방향 강성
EILagwise : 면내방향 강성
E : 탄성계수
S : 넓이
v : 조물 두께
w : 구조물 폭
에 의해 계산되는 것을 특징으로 하는 복합재료 구조물의 접촉부 피로시험 평가 방법.The method according to claim 1,
The total strain 'Total-strain' for the composite structure is
EI Flapwise : Directional stiffness
EI Lagwise : In-plane directional stiffness
E: modulus of elasticity
S: Width
v: Thickness of the building
w: Structure width
Of the composite material structure.
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