1. 서 론
2. 부러지기 쉬운 연결 시스템 소개
3. 진입등 취약성 평가를 위한 동적하중 실증시험 방법
3.1 실험 절차
3.2 충돌체
3.3 계측
4. 시뮬레이션을 통한 취약성 분석
4.1 시뮬레이션 절차
4.2 시뮬레이션 모델 예시
4.3 시뮬레이션 결과 분석
5. 결 론
1. 서 론
2024년 12월 무안공항에서 발생한 제주 항공 여객기 참사로 179명의 인명피해 발생하였으며, 주요 원인으로 콘크리트 둔덕과 충돌이 지적되고 있다. 이보다 앞서 1971년 팬암 보잉 747기가 샌프란시스코 국제공항에서 이륙하던 중 진입등 구조물에 충돌하여, 2개의 랜딩기어 손상 및 진입등 시스템 구조물이 비행기를 관통하는 중대한 사고가 발생하였다(NTSB, 1972). 1973년 보잉 727-225기가 잘못된 계기 접근(Instrument Approach)을 시도하던 중 나무와 충돌한 사고가 발생하였다(NTSB, 1973). 또한, 1975년 6월 24일, Eastern Air Lines 보잉 727-225기(Flight 66)가 뉴욕 JFK 공항 접근 중 악천후 상황에서 진입등 타워와 충돌하는 사고가 발생하였다(NTSB, 1975). 공항 활주로 사고로 인하여 활주로 시설물의 충돌 안전성 평가에 많은 관심을 받고 있으며, 그중 공항 진입등(Approach Lighting System, ALS)도 관심의 대상이다. 공항 진입등 시스템은 항공기 착륙 시 시각 유도 장치로써 조종사에게 정확한 접근 경로를 알려주는 주요 시설이다. 하지만, 비상상황이 발생하여 항공기와 충돌사고 발생 시 항고기의 조종에 지장을 주지 않도록 쉽게 부서지거나 파손되어야 한다.
이와 관련하여, 1971년 팬암 보잉 747기 사고 이후 미국 연방항공청(Federal Aviation Administration, FAA)에서는 공항 내 장비 및 시설의 충돌 취약성(frangibility)에 대한 규정을 마련하기 위해서, 진입등, 기상장비, 무선항법 보조장치 등 다양한 장비 및 시설의 취약성을 1976년~1979년까지 체계적으로 조사하였다(Pollite, 2025). 국제민간항공기구(International Civil Aviation Organization, ICAO)는 1981년에 부러지기 쉬운 보조 장치 연구 그룹(Frangible Aids Study Group, FASG)을 설립하여 공항시설의 파괴성 기준을 정립하기 시작했으며, 2006년에 비행장 설계 매뉴얼(Aerodrome Design Manual)을 발간한다. ‘비행장 설계 매뉴얼’은 총 6개 파트로 구성되어 있으며, 그중 ‘Part 6 Frangibility’에서는 진입등 시스템 등 주요 항공 보조설비의 파괴성 기준과 평가 방법을 제시하고 있다(ICAO, 2006). 대한민국 국토해양부에서는 ICAO의 ‘비행장 설계 매뉴얼’ Part 6를 기반으로, ‘충돌 시 부러지기 쉬운 구조물 설계 매뉴얼(국토해양부 예규 제 147호)(MLTM, 2009)’를 2009년 12월에 발령하였다. 이 매뉴얼의 ‘Section 3.3 취약성 조건(Frangibility Requirements)’에서는 부러지기 쉬운 구조물은 정적 하중, 풍하중 및 제트 분사압에 대해서는 충분한 안전율을 확보해야 하지만, 3,000 kg 항공기가 비행 중일 때 140 km/h, 지상 주행 중일 때 50 km/h의 속도로 충돌하는 경우에는 구조물이 파손, 변형 또는 굴절되어야 한다고 규정하고 있다. 이를 위해, 진입등 시스템과 항공기 충돌 시 항공기에 가해지는 하중과 에너지를 제한하고 있다. 매뉴얼에 따르면, 진입등 시스템과 항공기의 충돌 시 항공기에 가해지는 최대 충돌 하중은 45 kN을 초과하지 않아야 하며, 충돌 동안 발생하는 총 에너지는 55 kJ를 넘지 않아야 하는 기준이 제시되어 있다(ICAO, 2006). 이를 검증하기 위해 진입등 시스템은 실증 실험 및 시뮬레이션 해석을 통한 안전성 평가를 수행해야 한다.
따라서, 본 리뷰 연구에서는 ICAO ‘비행장 설계 매뉴얼’과 국토해양부 ‘충돌 시 부러지기 쉬운 구조물 설계 매뉴얼’을 바탕으로, 부러지기 쉬운 시스템의 개념과 실증 실험 방법, 시뮬레이션 기반 충돌 성능 평가 방법을 체계적으로 정리하고자 한다.
2. 부러지기 쉬운 연결 시스템 소개
미국 연방항공청은 ‘Frangible Connections(Advisory Circular No. 150/5220-23A)’(FAA, 2021)을 통해 공항 내 시설물의 충돌 취약부에 대한 설계 기준과 지침을 제시하고 있다. 또한 ‘Frangibility Guidebook’(FAA, 2019)에서는 낮은 에너지 수준에서 의도적으로 파단되도록 설계된 다양한 연결 시스템들을 소개하고 있으며, 대표적으로 퓨즈 볼트(Fuse Bolts 또는 Neck-Down Bolts), 특수 재료 볼트(Special Material Bolts), 부러지기 쉬운 커플링(Frangible Couplings), 티어-쓰루 훼스너(Tear-Through Fasteners), 티어-아웃 섹션(Tear-Out Sections), 접착 연결부(Glued Joints) 등이 있다(Fig. 1).
퓨즈 볼트는 볼트의 특정 부위 단면을 줄여 응력 집중이 발생하게 함으로써, 일정 하중 이상에서 쉽게 파단되도록 설계된 볼트이다(Fig. 1(a)). 단면이 줄어든 구간은 스트레스 레이저(Strain Raiser)라고 하며, 일반적으로 나사선이 없는 원통부위에 위치한다. 이러한 시스템은 대개 지지대와 기초 구조물 사이에 설치되며, 피로와 부식에는 취약하고, 충돌 지점과 커플링 사이의 거리가 너무 멀면 의도된 위치에서 파단이 발생하지 않을 수 있다. Fig. 1(b)의 특수 재료 볼트는 비교적 낮은 항복강도를 가지는 합금이나 비금속 재료로 제작되어 특정 하중에서 항복이 유도되도록 하는 볼트이다. 기존 볼트를 대체할 수 있는 장점이 있으나, 재료의 부식 또는 피로에 대한 주기적 점검이 요구된다. Fig. 1(c)의 부러지기 쉬운 커플링은 단면이 좁아진 구간을 가진 결합부로, 퓨즈 볼트와 마찬가지로 지지대와 기초 구조물 사이에 사용된다. 다만, 베이스 플레이트를 필요로 하지 않아 시공이 간편하고 유지관리가 용이하다는 장점이 있다. 그러나 앞선 종류들과 동일하게 피로, 부식, 충돌 거리의 영향으로 인해 파단이 예상대로 일어나지 않을 수 있다. Fig. 1(d)의 티어-쓰루 훼스너는 전단력에는 저항하지만, 인장력이 작용할 경우 리벳 머리가 판재를 찢고 빠져나가도록 설계된 훼스너이다. 카운터싱크 리벳(Countersunk Rivet)이 대표적인 예이다. Fig. 1(e)의 티어-아웃 섹션은 거셋플레이트와 같은 접합부에 의도적인 노치를 생성하여 충돌 시 응력 집중으로 인한 파단이 유도되도록 설계된 구조 요소이다. 충돌하중이 가해질 경우 노치부에서 균열이 발생하고 이 균열이 빠르게 전파되면서 부재가 분리되도록 설계되어 있다. Fig. 1(f)의 접착 연결부는 접착제를 사용하여 부재 간 결합 강도를 높인 미끄럼 이음(Slip Joint)의 일종이다. 정상 운용 시에는 충분한 강성을 유지하지만, 큰 충격이 가해질 경우 접착면이 파괴되면서 구조물이 미끄러지듯 분리되는 특성을 이용한다. 이러한 메커니즘은 충돌 하중 시 에너지를 점진적으로 흡수하면서 구조적 손상을 국부화하는 데 효과적이다.
한편, 2021년 기준 미국 연방항공청 자료에 따르면 특수 재료 볼트, 부러지기 쉬운 커플링, 티어-쓰루 훼스너, 티어-아웃 섹션, 접착 연결부 등은 아직 미국 연방항공청의 공식 인증을 받은 사례가 없다(FAA, 2021). 즉, 현재 다양한 유형의 부러지기 쉬운 연결 시스템이 제안되고 있으나, 미국 연방항공청이 공인한 검증된 상용 제품은 많지 않다. 따라서 공항 시설물에 부러지기 쉬운 연결 시스템을 적용하기 위해서는 충돌하중 저감 성능, 피로 내구성, 내환경성 등의 항목을 충족하는 제품 개발 및 인증 절차가 필수적이다.
3. 진입등 취약성 평가를 위한 동적하중 실증시험 방법
ICAO ‘비행장 설계 매뉴얼 Part 6’과 국토교통부 ‘충돌 시 부러지기 쉬운 구조 설계 매뉴얼’에서는 항공기와 진입등 충돌 실험 및 해석 방법에 대한 가이드라인을 제시하고 있다. 이 지침에서는 진입등 외에도 시각 보조시설과 유도 안내표지판 등 다양한 공항 보조시설을 대상으로 취약성 검증 절차를 구체적으로 제시하고 있다. 그중 전체 높이가 1.2 m 이하인 구조물의 경우 정하중 시험으로 평가가 가능하지만, 1.2 m를 초과하는 시설물에 대해서는 실제 충돌 조건을 모사하기 위해 동적하중 시험을 권장하고 있다. ICAO 매뉴얼에서는 대표적인 충돌 속도를 비행 조건에 따라 세 가지로 구분하고 있으며, 비행 중 고속충돌은 140 km/h, 중속충돌은 80 km/h, 지상 주행 상태의 저속충돌은 50 km/h로 정의되어 있다. 매뉴얼에서는 고속충돌을 기준으로 한 실험 절차와 평가 기준이 주로 제시되고 있다. 또한, 두 매뉴얼에서는 진입등 구조물의 취약성 평가에 시뮬레이션보다 현장 실증시험이 더 적합하다고 명시한다.
3.1 실험 절차
항공기-진입등 충돌 실험에서는 실제 규모 진입등 지지대를 사용해야 하며, 상부에는 실제 보조시설과 동일하거나 등가 질량을 갖는 모형 하중이 부가되어야 한다. 이를 통해 구조물의 실제 동적 거동을 재현하고 충돌 시 에너지 전달 특성을 정확히 평가할 수 있다. 시험에서는 반구형 접촉면을 가진 충돌체를 사용하며, 차량에 부착된 상태로 약 140 km/h 속도로 진입등 지지대에 충돌시킨다. 이때 충돌을 통해 발생하는 반력, 변위, 가속도, 에너지 흡수량 등의 계측값을 기록한다. 충돌 위치는 지상으로부터 4 m 높이 또는 구조물 상단부터 1 m 이하 지점 중 더 높은 위치로 설정한다.
ICAO 매뉴얼과 국토교통부 매뉴얼에서는 구체적인 시험 셋업을 명시하지 않으므로, 연구자들은 다양한 실험 구성을 통해 취약성 평가를 수행하였다. 대표적으로, Zimcik 연구팀(Zimcik and Selmane, 1998a, 1998b; Zimcik et al., 2000)은 고도차 실험장을 이용해 충돌 속도를 확보하는 방식을 제안하였다. Fig. 2(a)에 나타난 바와 같이, 진입등 지지대는 낮은 위치에 고정되고, 시험장 상단 질주로에서 충돌체가 부착된 차량을 운행하여 진입등 지지대에 충돌하도록 구성되었다.
Hanka and Vahteri(1991)는 트럭에 충돌체를 설치한 후 실제 도로 주행 조건에서 충돌 실험을 수행하였다(Fig. 2(b)). Wilfling(2010)는 진입등 지지대를 콘크리트 블록에 수평으로 고정하고, 충돌체가 부착된 트레일러를 승용차로 견인하여 충돌시키는 방법을 사용하였다(Fig. 2(c)). 또한, AirportSuppliers(2024)가 공개한 실험 영상에서는 대형 트럭에 진입등 지지대를 가로로 설치하고, 별도의 승용차에 장착된 충돌체가 맞은편에서 가속되어 서로 반대 방향에서 충돌하는 방법을 제시하였다(Fig. 2(d)). 이러한 다양한 실험 구성은 현실적 충돌 조건을 재현하고, 구조의 파단 위치 및 에너지 흡수 메커니즘을 검증하기 위한 목적으로 수행되었다.
3.2 충돌체
ICAO 매뉴얼과 국토교통부 매뉴얼에서, 충돌체는 3,000 kg 항공기 날개의 강성, 견고성, 그리고 구조적 특성과 유사하도록 설계해야 한다고 규정하고 있다. 이 기준에 따라 충돌체는 견고한 반원형 튜브 형태로 제작되며, 크기는 1,000 mm 또는 진입등 기둥 단면의 5배 중 큰 값을 적용하도록 되어 있다. 튜브의 외경은 250 mm, 두께는 25 mm 이상이어야 하며, 재료는 강재로 하고 표면은 매끄럽게 가공해야 한다. 선행 연구에서 사용된 충돌체들은 Fig. 3과 같다.
ICAO의 ‘비행장 설계 매뉴얼 Part 6’과 국토교통부 ‘충돌 시 부러지기 쉬운 구조 설계 매뉴얼’에 따르면, 충돌체는 반드시 충돌체 고정장치를 통해 차량에 견고하게 고정해야 하며, 설치 방법에 대한 세부 규정은 별도로 제시되어 있지 않다. 충돌하중 측정은 충돌체와 고정장치 사이에 설치된 로드셀을 통해 이루어진다. 로드셀의 개수는 ‘충분한 수량’으로 규정되어 있으며, 선행 연구에서는 3개를 사용해왔다(Wilfling, 2010; Ensan, 2009). 또한, 차량·충돌체·고정장치·운전자·계측 장비 등 시스템 전체의 총 질량은 3,000 kg 수준이 되도록 조정해야 한다.
일부 실험에서는 표준 강성 충돌체 대신, 항공기 실제 날개의 연성 거동을 모사한 연성 충돌체를 사용하기도 한다. 연성 충돌체를 사용하는 목적은 실제 항공기 부품과 유사한 변형 거동 및 충격 흡수 특성을 평가하기 위함이며, 강성 충돌체는 실제 조건에 비해 불필요하게 높은 충격 하중과 현실과 다른 파괴 모드를 야기할 수 있어 실험 결과 신뢰성 저하의 원인이 될 수 있다(Johnsen, 2016; Hanka and Vahteri, 1991).
3.3 계측
충돌 실험 시 진입등 지지대의 파손 형태 및 변형 거동을 명확히 파악하기 위해, 모든 실험은 고속영상 계측 장비를 활용하여 시각적으로 기록해야 한다. 일반적으로 고속카메라 또는 산업용 비디오카메라를 사용하며, 충돌 순간의 변형, 파단 위치 및 파괴 진행 과정을 분석할 수 있도록 초당 수천 프레임 이상의 촬영 성능이 요구된다.
동시에, 충돌하중 및 에너지 전달 특성을 정량적으로 평가하기 위해 로드셀, 가속도계, 변형률 게이지 등의 정밀 계측 장비가 사용된다. 이러한 장비는 ICAO 매뉴얼과 국토교통부 매뉴얼에 따라서 최소 샘플링 속도가 10,000 Hz 이상이어야 하며, 총 데이터 수집 시간은 2~5 msec 범위에서 충돌 전·후 구간을 모두 포함하도록 설정해야 한다.
4. 시뮬레이션을 통한 취약성 분석
4.1 시뮬레이션 절차
진입등 구조물과 충돌체 간의 실물 규모 충돌 실험은 상당한 시간과 비용이 소요되며, 실험 여건 또한 제약이 많다. 따라서 이를 대체하기 위한 수단으로, 컴퓨터 시뮬레이션을 이용한 진입등 구조물의 충돌 취약성 분석이 가능하다. ICAO 매뉴얼과 국토교통부 매뉴얼에서는 해석 과정과 기초 매개변수를 제시하고 있으며, 해석 결과를 실물 충돌 실험 데이터(하중, 변형률, 시간 이력 등)와 비교 검증하는 절차를 권장하고 있다.
두 매뉴얼의 시뮬레이션 예시에서는 진입등 지지 구조물을 약 2,000개의 6자유도(6-DOF) 빔 요소로 모델링하고, 충돌체는 약 600개의 솔리드 요소로 구성된다. 충돌 하중은 접촉 트랜스듀서를 사용하거나, 수치적으로 정의된 접촉 알고리즘을 통해 산출된다.
Zimcik 연구 그룹(Zimcik et al., 2004; Ensan et al., 2004)은 Fig. 4(a)와 같이 진입등 구조물의 3차원 충돌 시뮬레이션을 수행하면서, 충돌체를 강체로 가정하였다. 이 접근법은 실험 조건에서 차량 전체를 모델링하기 어렵기 때문에, 실제 충돌체(항공기 날개 끝부분)와 구조물 간 상호작용만을 중심으로 해석하는 단순화 방법이다. 충돌체 형상은 항공기 날개 단면을 근사한 형상으로 모델링되며, 일부 해석에서는 날개 연장부 형상을 단순화하여 길이를 임의 설정하기도 하였다. 다만 충돌체의 세부 형상과 길이에 대한 구체적인 기준은 제시되어 있지 않다. 충돌체의 운동은 충돌 방향으로만 허용되며, 그 외의 자유도는 구속하여 방향 전환이나 회전을 방지하였다. 구조물과 충돌체 간의 접촉면에는 미끄러짐을 고려해 실제 충격 접촉 거동을 재현하였다. Zimcik 연구 그룹에서는 충돌체 무게에 대한 명시적 언급이 없으나, Nawijn et al.(2003)은 충돌체의 밀도를 조정하여 전체 질량이 3,000 kg이 되도록 설정하였고, Wiggenraad et al.(2000)은 Fig. 4(b)와 같이 트럭 질량과 충돌체 질량을 연결하여 상호 작용력을 모사하였다. 이러한 연구들은 각기 다른 경계 조건 및 질량 모델링 접근법을 비교하여, 시뮬레이션 기반의 충돌하중 및 변형 평가 정확도를 검증하는 데 기여하였다.
4.2 시뮬레이션 모델 예시
Fig. 5는 부러지기 쉬운 구조물을 대상으로 수행된 진입등 충돌 시뮬레이션의 대표적 모델 예시를 보여준다. 진입등 지지 구조물은 외경 150 mm, 두께 5 mm, 높이 5,000 mm의 알루미늄 원형관으로 모델링하였다. 상부에는 실제 조명 장비의 중량을 고려하여 10 kg의 질량체를 부착하였다.
충돌체는 ICAO 매뉴얼과 국토교통부 매뉴얼의 기준에 따라 총 질량 3,000 kg의 항공기 날개로 설정하였으며, 비변형 강체로 가정하였다. 진입등 구조체는 탄성계수 70 GPa, 푸아송비 0.33, 항복강도 276 MPa의 알루미늄으로 정의하였으며, 파단 기준은 최대 주 변형률 0.12를 적용하였다. 고속 충돌 거동과 재료 연화 현상을 반영하기 위해 Johnson-Cook 구성모델을 사용하였다. Fig. 5(a)는 공중 충돌 조건을 나타내며, 항공기 날개가 구조체 4,000 mm 높이 혹은 상단으로부터 1,000 mm 위치 중 높은 지점에 140 km/h(38.89 m/s)로 충돌하는 조건이다. Fig. 5(b)는 지상 충돌 조건을 나타내며, 항공기 날개가 구조체 500 mm 높이 지점에 50 km/h(18.89 m/s)로 충돌하는 조건이다. 시뮬레이션 해석은 ANSYS Explicit 2025R1 솔버를 사용하여 총 50 msec에 대해 진행하였다.
4.3 시뮬레이션 결과 분석
Figs. 6 및 7은 충돌 후 시간에 따른 해석 결과를 보여준다. Fig. 6(a) 및 Fig. 7(a)의 공중 충돌 조건에서 진입등 구조체의 충돌부는 충돌 직후 앞뒤로 접히는 거동을 보였다. 이후 국부 변형이 심해지며 약 10 msec에서 재료의 파단이 충돌부 측면에서 발생하였다. 항공기 날개와 진입등 구조체의 질량 및 강성 차이로 인해, 진입등 구조체는 항공기 날개와 연속적으로 접촉하며 뒤쪽으로 끌려나갔고, 상부 질량체의 관성과 하부 고정 지점이 이에 대한 저항을 했다. 변형이 증가함에 따라 하부 고정 지점에는 모멘트, 전단력뿐만 아니라 축력이 발생하였다. 이러한 복합적인 저항력의 작용으로 약 30 msec에서 진입등 구조체 하부 고정 지점에서 재료 파단이 시작되었으며, 파단은 전면에서 후면 방향으로 전파되었다. Fig. 7(a)에서 인장 파단이 재료 파단의 주요한 원인임을 확인할 수 있다. 이러한 재료 파단이 발생하는 지점에는 2장에서 제시한 ‘부러지기 쉬운 연결 시스템’ 이 적용되어야 할 것이다.
Fig. 6(b) 및 Fig. 7(b)는 지상 충돌 조건의 해석 결과를 보여준다. 공중 충돌 조건에 비해 충돌 속도가 낮아 충돌 초기 변형이 상대적으로 적었다. 이후, 공중 충돌과 동일하게 진입등 구조체의 충돌부는 충돌 직후 앞뒤로 접히는 형태가 나타냈다. 다만 충돌부와 하부 고정 지점 간 거리가 짧아 약 10 msec에서 하단 고정 지점 파단이 먼저 발생하였고, 약 15 msec에서 충돌부 측면에서 재료 파단이 발생하였다. 고정 지점 파단은 공중 충돌 조건과 마찬가지로 전면에서 후면으로 발전하였으며, 30 msec 이후 완전히 절단되었다. Fig. 7(b)에서 고정 지점 파단 이전에 높은 인장 변형이 발생함을 확인할 수 있다. 고정 지점 절단 이후 진입등 구조체는 항공기 날개보다 빠른 속력으로 뒤쪽으로 튕겨 나가 추가적인 2차 충돌은 발생하지 않았다.
Fig. 8은 해석 결과 충격력 이력(time-history of impact force)을 보여주며, 여기서 Z-axis는 충돌 방향, Y-axis는 수직 방향(Figs. 6 및 7 참고)이며, 범례의 ‘A’는 공중 충돌 조건, ‘G’는 지상 충돌 조건을 의미한다. 계측 속도에 따른 부러지기 쉬운 구조물의 충돌 결과를 비교하기 위해, 공중 충돌 조건에서 1, 10, 100 kHz의 서로 다른 계측 속도(1, 0.1, 0.01 msec 간격)를 적용하였다. Fig. 8에서 1 kHz의 계측 속도를 적용한 경우, 충격력 이력의 전반적인 경향은 잘 나타나지만, 극값이 제대로 표현되지 않는 것을 확인할 수 있다. 최대 충격력은 1, 10, 100 kHz의 계측 속도에 대해 각각 123.0, 132.1, 134.5 kN으로 나타났으며, 100 kHz 결과를 기준으로 했을 때 1 및 10 kHz의 오차율은 각각 8.56 % 및 1.76 %로 산정되었다. 따라서, 측정 정확도와 해석 효율성을 고려하여, 최소 10 kHz 이상의 계측 속도를 사용하는 방안이 타당함을 확인할 수 있다.
공중 충돌 조건과 지상 충돌 조건에서 확연히 다른 충격력 이력과 파괴 형상이 나타남을 Fig. 8에서 확인할 수 있다. 지상 충돌 조건은 공중 충돌 조건 대비 느린 충돌 속력에 대한 것이기에 낮은 충격력 증가폭이 나타났다. 지상 충돌 조건에서는 6.9 msec에서 106.7 kN의 최대 충격력이 계측되었으며, 이는 공중 충돌 조건 대비 25.5 kN 낮은 수치이다. 또한, 지상 충돌 조건은 충돌부에서 진입등 질량체의 거리가 멀고 진입등 구조체 고정 지점이 가깝기에 수직 충격력의 초기 이력이 공중 충돌 조건과 반대로 나타났다. 다만 고정 지점 항복과 파단이 진행됨에 따라 수직 충격력의 방향이 변하였으며, 고정 지점 절단 이후 충격력이 0에 수렴하는 모습을 보였다. 부러지기 쉬운 구조물의 항공기 날개 충돌 안전성을 검토하기 위해 공중 충돌 및 지상 충돌 조건을 모두 고려하는 방안의 타당성을 확인할 수 있다.
5. 결 론
본 연구에서는 ICAO ‘비행장 설계 매뉴얼 Part 6’과 국토교통부 ‘충돌 시 부러지기 쉬운 구조 설계 매뉴얼’을 바탕으로, 충돌체-진입등 충돌 실증 실험과 시뮬레이션을 통한 취약성 평가 방법을 리뷰하였다. 충돌실험과 시뮬레이션을 통해 항공기에 가해지는 하중은 45kN, 에너지는 55kJ 이내이어야 한다. 항공기에 가해지는 하중과 에너지가 규정보다 큰 경우, 적절한 부러지기 쉬운 연결 시스템(퓨즈볼트, 특수 재료 볼트, 부러지기 쉬운 커플링 등)을 적용하여야 할 것이다.
진입등 충돌 실험 계획은 실험 장소, 진입등 구조물, 비행기 날개 등을 고려하여야 한다. 기존 연구에서, 고도차를 이용한 실험, 양방향 가속 충돌 실험 방법 등 다양한 방법을 이용하였다. 충돌체는 강성 충돌체를 사용하여야 하며, 실험 목적에 따라 연성 충돌체를 적용하였다. 실험 기록 중 충격력은 충돌체 뒤편에 적절한 개수의 로드셀을 설치하여 측정한다. 고속카메라, 변위 센서, 가속도 센서 등을 통해 추가적인 실험 기록을 얻을 수 있다.
해석 시뮬레이션을 활용하여 ICAO 매뉴얼과 국토교통부 매뉴얼에 따른 진입등의 항공기 날개 충돌 예제를 검토하였다. 진입등 구조체의 파단이 충돌부와 고정 지점에서 발생함을 확인하였다. 특히, 고정 지점에서 재료 파단 이전에 높은 인장 변형이 발생하였다. 이러한 고정 지점부의 응답은 지점부의 조건(힌지, 고정 등)에 따라 주요한 영향을 받을 것이다. 따라서 구조체 지점부에 부러지기 쉬운 연결 시스템이 설치될 필요가 있으며, 이에 대한 상세한 분석이 필요함을 확인하였다. 파괴 형상과 충격력 이력에 차이가 발생하기에 공중 충돌 및 지상 충돌 조건을 모두 검토해야 함을 확인하였으며, 정확도와 효율성을 고려하여, 실증실험과 동일하게 최소 10 kHz의 계측 속도를 사용해야 할 필요가 있다.
