손상 허용
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1. 개요
손상 허용 설계는 구조물의 손상을 허용하고, 손상된 상태에서도 일정 기간 동안 안전하게 작동하도록 설계하는 개념이다. 이는 항공기 사고를 계기로 발전했으며, 안전 수명 설계의 한계를 보완하기 위해 등장했다. 손상 허용 설계는 파괴 역학의 발전에 따라 발전해왔으며, 초기에는 페일세이프 설계를 발전시킨 형태로 시작하여 1985년 일본항공 123편 추락 사고 이후 파괴 현상의 적극적인 제어를 목표로 하는 파괴 제어 설계로 발전했다. 손상 허용 설계는 안전 수명 설계, 손상 허용 분석, 비파괴 검사 등의 원리를 포함하며, 구조물의 안전성을 확보하기 위해 다양한 검사 방법과 기준을 활용한다.
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| 손상 허용 | |
|---|---|
| 손상 허용 설계 | |
| 정의 | 구조물의 결함 존재 하에서도 안전하게 작동하도록 하는 설계 철학 |
| 목표 | 결함의 성장 속도 늦추기 결함 검출 가능하도록 설계 결함 발견 시 수리 또는 교체 |
| 기본 원칙 | |
| 초기 결함 가정 | 구조물 제작 또는 사용 중 발생할 수 있는 초기 결함 존재 가정 |
| 주기적 검사 | 주기적인 검사를 통해 결함의 크기를 파악하고 안전성 평가 |
| 잔여 수명 평가 | 발견된 결함을 바탕으로 구조물의 잔여 수명 평가 |
| 수리 또는 교체 | 잔여 수명이 부족하다고 판단될 경우, 구조물 수리 또는 교체 |
| 주요 요소 | |
| 재료 선택 | 높은 파괴 인성 및 낮은 결함 성장 속도를 갖는 재료 선택 |
| 설계 | 응력 집중을 최소화하는 설계 다중 하중 경로 설계 결함 검출 용이성 고려 |
| 제작 | 결함 발생 가능성을 최소화하는 제작 공정 관리 비파괴 검사를 통한 결함 검출 |
| 검사 | 주기적인 비파괴 검사 결함의 크기 및 위치 정확하게 파악 |
| 적용 분야 | |
| 항공 우주 | 항공기 동체, 날개 등의 구조 설계 |
| 철도 | 철도 차량, 교량 등의 구조 설계 |
| 해양 | 선박, 해양 구조물 등의 구조 설계 |
| 원자력 | 원자력 발전소 구조물 설계 |
| 장점 | |
| 안전성 향상 | 구조물의 안전성을 향상시키고 사고 발생 가능성을 감소 |
| 유지 보수 비용 절감 | 주기적인 검사를 통해 구조물의 수명을 예측하고 유지 보수 계획 수립 가능 |
| 경제성 향상 | 구조물의 수명 연장 및 사고 예방을 통해 경제성 향상 |
| 단점 | |
| 설계 복잡성 증가 | 기존 설계 방식에 비해 설계 과정이 복잡해지고 비용 증가 |
| 검사 비용 발생 | 주기적인 비파괴 검사 비용 발생 |
| 관련 용어 | |
| 파괴 역학 | 재료의 파괴 현상을 연구하는 학문 |
| 피로 파괴 | 반복적인 하중에 의해 재료가 파괴되는 현상 |
| 응력 부식 | 부식 환경에서 응력이 작용하여 재료가 파괴되는 현상 |
| 비파괴 검사 | 구조물의 손상 없이 결함을 검사하는 방법 |
2. 역사
인간의 생명이 의존하는 구조물은 고장 안전 요소가 필요한 것으로 오랫동안 인식되어 왔다. 1960년대까지의 '''안전 수명 설계'''는 실기 구조물에 대한 피로 시험으로 목표 수명에 충분한 여유도가 있음을 확인했지만, 탐지할 수 없는 초기 결함 때문에 일부는 목표 수명을 충족하지 못했다. 1954년 코멧 연속 추락 사고가 그 예시이다. 이를 보완하기 위해 안전성을 다중으로 보장하는 '''페일세이프 설계'''가 도입되어 안전 수명 설계와 함께 사용되었다. 1969년 미국 공군 F-111 폭격기 주익 이탈 사고로 안전 수명 설계의 한계가 드러나면서, 페일세이프 설계를 발전시킨 '''손상 허용 설계'''가 주류가 되었다. 1985년 일본항공 123편 추락 사고는 기존의 손상 허용 설계도 불충분하다는 것을 보여주었고, 이후 파괴 현상을 적극적으로 제어하는 '''파괴 제어 설계'''로 발전했다.[1][2]
2. 1. 초기 개념
인간의 생명이 의존하는 구조물은 고장 안전 요소가 필요한 것으로 오랫동안 인식되어 왔다. 레오나르도 다 빈치는 자신의 비행 기계를 설명하면서 "날개를 만들 때 하나의 현(chord)이 긴장을 견디도록 하고 하나의 현을 같은 위치에 느슨하게 만들어서 하나가 긴장으로 부러지면 다른 하나는 그 힘을 감당할 수 있는 위치에 있도록 해야 한다"라고 언급했다.[4]1970년대 이전에 항공기 구조에 대한 지배적인 엔지니어링 철학은 단일 부품이 파손된 상태에서도 감항성이 유지되도록 보장하는 것, 즉 고장 안전으로 알려진 중복 요구 사항이었다. 그러나 파괴 역학의 발전과 더 해빌런드 DH.106 코멧에서 발생한 것과 같은 악명 높은 치명적인 피로 실패로 인해 항공기에 대한 요구 사항이 변경되었다. 다중 현장 손상으로 알려진 현상은 저절로 천천히 커지는 구조의 작은 균열을 시간이 지남에 따라 서로 결합하여 훨씬 더 큰 균열을 생성하고 파손 예상 시간을 크게 줄일 수 있음을 발견했다.[5]
2. 2. 항공기 사고와 손상 허용 설계의 발전
레오나르도 다 빈치가 자신의 비행 기계에 고장 안전 요소를 언급한 것처럼, 인간의 생명이 달린 구조물에는 이러한 요소가 필요하다는 인식이 오랫동안 있었다.[4]1970년대 이전 항공기 구조 설계의 주된 철학은 단일 부품이 파손되어도 비행 안전성을 유지하도록 고장 안전을 확보하는 것이었다. 그러나 파괴 역학의 발전과 1954년 더 해빌런드 DH.106 코멧 연속 추락 사고와 같은 치명적인 피로 파괴로 인해 항공기 요구 사항이 바뀌었다. 특히, 다중 현장 손상(다중 부위 손상)으로 인해 구조물에 생긴 작은 균열들이 시간이 지나면서 서로 결합하여 더 큰 균열을 만들고, 예상 파괴 시간을 단축시킬 수 있다는 점이 발견되었다.[5]
1960년대까지의 '''안전 수명 설계'''는 실물 구조물 피로 시험을 통해 목표 수명에 충분한 여유도를 확인했지만, 탐지 불가능한 초기 결함 때문에 일부는 목표 수명을 채우지 못했다. 1954년 코멧 연속 추락 사고가 대표적인 사례이다. 이를 보완하기 위해 안전성을 다중으로 보장하는 '''페일세이프 설계'''가 도입되어 안전 수명 설계와 함께 사용되었다. 그러나 1969년 미국 공군 F-111 폭격기 주익 이탈 사고로 안전 수명 설계의 한계가 드러났고, 페일세이프 설계를 발전시킨 '''손상 허용 설계'''가 주류가 되었다.
이후 1985년 일본항공 123편 추락 사고를 통해 기존 손상 허용 설계의 사고방식도 불충분하다는 것이 밝혀졌고, 손상 허용 설계는 파괴 현상을 적극적으로 제어하는 '''파괴 제어 설계'''로 발전하게 되었다.
3. 손상 허용 설계의 원리
손상 허용 설계는 구조물에 결함이 있더라도 일정 기간 안전하게 작동하도록 하는 설계 방식이다. 손상 허용 구조의 지속적인 안전 운용을 위해 검사 일정을 수립하며, 이 일정은 아래의 여러 기준을 기반으로 한다.
| 기준 | 설명 |
|---|---|
| 구조의 초기 손상 상태 가정 | 구조물에 이미 존재할 수 있는 초기 결함(예: 제조 결함)을 가정한다. |
| 피로 및 작동 최대 응력으로 인한 균열 성장을 유발하는 구조 내 응력 | 구조물에 작용하는 반복적인 하중(피로)과 최대 응력으로 인해 균열이 어떻게 커지는지를 고려한다. |
| 균열 끝 부분의 응력을 강화하거나 감소시키는 재료의 기하학적 구조 | 균열 끝부분의 응력 집중을 완화하거나 악화시킬 수 있는 재료의 형태(예: 구멍, 모서리)를 고려한다. |
| 예상 환경에서 응력으로 인해 균열에 견딜 수 있는 재료의 능력 | 특정 환경(예: 온도, 습도, 부식)에서 재료가 균열에 얼마나 잘 견디는지(파괴 인성)를 고려한다. |
| 파국적인 파괴 전에 구조가 견딜 수 있는 최대 균열 크기 | 구조물이 파괴되기 직전까지 허용할 수 있는 최대 균열 크기를 결정한다. |
| 특정 검사 방법으로 균열을 발견할 가능성 | 사용 가능한 검사 방법(예: 육안 검사, 초음파 검사)으로 균열을 얼마나 잘 찾아낼 수 있는지를 고려한다. |
| 특정 구조가 완전히 파손될 수 있는 수용 가능한 수준의 위험 | 구조물의 파손 확률을 어느 정도까지 허용할 수 있는지 결정한다. |
| 감지 가능한 균열이 형성될 때까지 제조 후 예상 기간 | 제조 후 균열이 탐지 가능한 크기로 성장하는 데 걸리는 시간을 예측한다. |
| 관심 구조의 응력을 변경하는 영향을 미칠 수 있는 인접 구성 요소의 고장 가정 | 주변 부품의 고장이 해당 구조물에 미치는 영향을 고려한다. |
이러한 요소들은 구조물이 손상된 상태에서 정상 작동할 수 있는 기간, 즉 하나 이상의 검사 간격 동안 손상이 발견되고 수리될 기회에 영향을 미친다. 검사 간격은 최소 안전성을 고려하여 검사 비용, 피로 응력 감소로 인한 무게 증가, 유지 보수를 위한 운용 중단으로 인한 기회비용 등을 균형 있게 고려하여 결정한다.
3. 1. 안전 수명 설계
안전 수명 설계는 부품의 사용 수명 동안 피로로 인해 감지 가능한 균열이 절대 발생하지 않도록 테스트와 분석을 조합하여 극도로 낮은 수준의 위험을 허용하는 설계 원칙이다. 이는 부품의 일반적인 피로 강도보다 훨씬 낮은 응력을 가함으로써 달성된다. 안전 수명 구조는 검사의 비용 또는 실행 불가능성이 안전 수명 구조와 관련된 중량 페널티 및 개발 비용보다 클 때 사용된다.[1]헬리콥터 로터 블레이드는 안전 수명 부품의 예시이다. 회전 부품이 견디는 매우 많은 수의 사이클로 인해 감지할 수 없는 균열이 단일 비행에서 임계 길이에 도달하여 항공기가 착륙하기 전에 치명적인 고장을 일으킬 수 있으며, 이는 정기적인 유지 보수로 예방할 수 없었을 것이다.[1]
1960년대까지의 안전 수명 설계에서는 실기 구조물에 대한 피로 시험으로 목표 수명에 충분한 여유도가 있음을 확인했지만, 탐지할 수 없는 초기 결함의 존재로 인해 소수의 실기는 목표 수명을 충족하지 못했다. 1954년 코멧 연속 추락 사고는 이러한 문제점을 보여주는 대표적인 사례이다. 이후 안전성을 다중으로 보장하는 페일세이프 설계가 도입되어 안전 수명 설계와 함께 사용되었다. 1969년 미국 공군의 폭격기 F-111 주익 이탈 사고는 안전 수명 설계의 한계를 보여주었고, 페일세이프 설계를 발전시킨 손상 허용 설계가 주류가 되었다.
3. 2. 손상 허용 분석
손상 허용 구조의 지속적인 안전 운용을 보장하기 위해 검사 일정이 수립된다. 이 일정은 아래의 여러 기준을 기반으로 한다.| 기준 | 설명 |
|---|---|
| 구조의 초기 손상 상태 가정 | |
| 피로 및 작동 최대 응력으로 인한 균열 성장을 유발하는 구조 내 응력 | |
| 균열 끝 부분의 응력을 강화하거나 감소시키는 재료의 기하학적 구조 | |
| 예상 환경에서 응력으로 인해 균열에 견딜 수 있는 재료의 능력 | |
| 파국적인 파괴 전에 구조가 견딜 수 있는 최대 균열 크기 | |
| 특정 검사 방법으로 균열을 발견할 가능성 | |
| 특정 구조가 완전히 파손될 수 있는 수용 가능한 수준의 위험 | |
| 감지 가능한 균열이 형성될 때까지 제조 후 예상 기간 | |
| 관심 구조의 응력을 변경하는 영향을 미칠 수 있는 인접 구성 요소의 고장 가정 |
이러한 요소들은 하나 이상의 검사 간격이 손상된 상태를 발견하고 수리를 수행할 기회를 갖기 전에, 구조가 손상된 상태에서 정상적으로 작동할 수 있는 기간에 영향을 미친다. 검사 간격은 특정 최소 안전성을 고려하여 선택해야 하며, 검사 비용, 피로 응력 감소로 인한 중량 페널티, 유지 보수를 위해 구조가 운용 중단될 때 발생하는 기회 비용의 균형을 맞춰야 한다.
4. 비파괴 검사
제조업체와 항공기, 열차, 교량과 같은 토목 구조물의 운영자는 검사 일정을 가능한 한 비용 효율적으로 유지하는 데 재정적 이해 관계가 있다. 항공기의 경우, 이러한 구조물이 종종 수익을 창출하기 때문에 유지 보수 자체의 비용 외에도 항공기 유지 보수와 관련된 기회 비용 (손실된 티켓 수익)이 발생한다. 따라서 이러한 유지 보수는 빈번하지 않게 수행되는 것이 바람직하며, 이러한 간격이 증가함에 따라 정비의 복잡성과 비용이 증가하더라도 마찬가지이다. 파괴 역학에서 보여지는 균열 성장은 본질적으로 지수적이다. 즉, 균열 성장률은 현재 균열 크기의 지수의 함수이다 (파리 법칙 참조). 이는 가장 큰 균열만이 구조물의 전반적인 강도에 영향을 미친다는 것을 의미한다. 작은 내부 손상은 반드시 강도를 감소시키지는 않는다. 드문 검사 간격에 대한 요구와 구조물의 균열의 지수적 성장이 결합되어, 검사자가 육안으로는 보이지 않는 매우 작은 균열을 찾을 수 있게 해주는 비파괴 검사 방법이 개발되었다. 이러한 기술의 예로는 와전류 검사, 초음파 검사, 염료 침투 검사, X-ray 검사가 있다. 구조적 균열을 매우 작고 천천히 성장할 때 감지함으로써 이러한 비파괴 검사는 유지 보수 점검 횟수를 줄이고 손상을 작고 수리 비용이 저렴할 때 감지할 수 있게 한다. 예를 들어, 이러한 수리는 균열 끝에 작은 구멍을 뚫어 균열을 효과적으로 키홀 노치로 변환함으로써 달성할 수 있다.[3]
참조
[1]
간행물
Safe-life and damage-tolerant design approach for helicopter structures applied technology laboratory
https://ntrs.nasa.go[...]
US Army Research and Technology Laboratories (AVRADCOM), Virginia
[2]
간행물
Evaluation and Verification of Advanced Methods to Assess Multiple-Site Damage of Aircraft Structure
http://airportaircra[...]
Office of Aviation Research, US Department of Transportation, Federal Aviation Administration
2016-06-01
[3]
논문
An improved semi-analytical solution for stress at round-tip notches
http://drgan.org/wp-[...]
[4]
간행물
Safe-life and damage-tolerant design approach for helicopter structures applied technology laboratory
https://ntrs.nasa.go[...]
US Army Research and Technology Laboratories (AVRADCOM), Virginia
[5]
간행물
Evaluation and Verification of Advanced Methods to Assess Multiple-Site Damage of Aircraft Structure
http://airportaircra[...]
Office of Aviation Research, US Department of Transportation, Federal Aviation Administration
2016-06-01
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