헬리콥터 로터 시스템은 동적인 하중이 부가되는 구조물로서 복합재료로 제작된 주로터 및 꼬리로터 블레이드를 포함하고 있으며, 복합재료의 피로특성은 내구성과 신뢰성이 우수한 로터 블레이드를 설계하고 제작하기 위해 매우 중요한 요소라 할 수 있다. 최근까지 안전수명 개념을 기반으로 동적인 하중이 부가되는 복합재 구성품의 피로수명을 평가해왔으나, 제작공정 중 발생 가능한 결함과 운용 중 외부물체의 충돌로 인한 강도저하 현상을 적합하게 고려할 수 없는 단점이 있었다. 손상허용 개념을 통해 이와 같은 단점들은 극복할 수 있으나, 현재까지 효율적이며 경제적으로 적용할 수 있는 방법이 제시되지 못하고 있다. 내결함 안전수명 개념은 손상허용 개념과 마찬가지로 결함과 손상의 영향을 고려할 수 있으며, 민수 또는 군용헬기에 대해 적용이 가능하다. 따라서 본 논문에서는 결함과 손상이 적용된 복합재 로터 블레이드에 대해 내결함 안전수명 개념을 이용하여 피로시험을 수행하는 방법과 시험데이터를 이용한 피로수명 평가 절차를 제시하였다.
Helicopter rotor systems are dynamically loaded structures with many composite components such as the main and the tail rotor blades. The fatigue properties of composite materials are extremely important to design durable and reliable helicopter rotor blades. The safe-life methodology has generally been used in the helicopter industry to substantiate dynamically loaded composite components. However, it cannot be used to evaluate the strength reducing effects of flaws and defects that may occur during manufacturing and operational usage. The damage tolerance methodology provides a proper means to overcome this shortcoming; however, it is difficult to economically apply it to every composite component. The flaw tolerant methodology is an equivalent option to the damage tolerance methodology for civil and military rotorcraft. In this study, the flaw tolerant safe-life evaluation is described and illustrated by means of successful application to substantiate the retirement time of composite rotor blades.
