1. 서 론
2. 해석 방법
2.1 평가 대상 및 범위
2.2 해석 개요
3. 구조 해석
3.1 Bird Strike 해석
3.2 FOB 저항성 해석
3.3 공기 저항성 해석
3.4 온도 저항성 해석
3.5 진동 특성 해석
4. 해석 결과
4.1 Bird Strike 해석 결과
4.2 FOB 저항성 해석
4.3 공기 저항성 해석
4.4 온도 저항성 해석
4.5 진동 특성 해석
5. 결 론
1. 서 론
헬리콥터는 고정익 항공기와 달리 저고도·저속 비행이 빈번하여 운항 중 외부 충격 요인에 더욱 취약하다. 특히 조종석 및 객실의 시야 확보를 위한 투명 구조물, 즉 윈드실드와 측창은 항공기의 안전성과 직결되는 핵심 요소이다. 이러한 창 구조물은 조류 충돌(bird strike), 이물질 충돌(Foreign Object Debris, FOD), 극한 기상 조건에서의 공기하중, 진동 하중, 그리고 온도 변화에 따른 열응력 등 다양한 환경적 하중에 동시에 노출된다. 따라서 헬리콥터 창문 구조의 신뢰성을 확보하기 위해서는 기계적 충격 저항성과 열적 안정성을 모두 고려한 종합적인 평가가 필요하다.
기존 연구에서는 주로 조류 충돌을 중심으로 한 안정성 평가가 활발히 이루어졌다. Zhu et al.(2009)은 실제 항공기 전면 윈드실드를 대상으로 전규모(full-scale) 조류 충돌 실험 및 수치해석을 수행하여 충돌 시 발생하는 변형과 파손 거동을 검증하였다. 이어서 동일 연구팀은 헬기 복합재 조종석 구조를 대상으로 조류 충돌 해석을 수행하여 항공기와 헬기의 구조적 거동 차이를 규명하였다(Zhu et al., 2010). Heimbs(2017)는 헬기 윈드실드의 조류 충돌 저항성을 수치적으로 분석하며 다양한 재료와 설계 변수의 영향을 평가하였다. 또한 Hedayati et al.(2015)은 헬기 윈드실드의 적층(lay-up) 구조에 따른 조류 충돌 해석을 수행하여 강화유리, 복합재 등 재료 조합에 따른 저항성 차이를 규명하였다.
한편, 비산물 충격(FOD)은 항공기 구조물의 안정성에 영향을 미치는 또 다른 요인이다. Chauhan and Goyal(2021)은 FOD가 항공기 외피, 엔진, 투명체 등 다양한 부품에 미치는 피해를 종합적으로 검토하며, 예방 관리의 필요성을 강조하였다. 이는 LAH 운용 환경에서 소형 입자나 파편 충돌에 대한 안정성 평가가 반드시 고려되어야 함을 시사한다.
또한, 공기하중(aerodynamic pressure load)은 외부와 내부의 압력 차이로 인해 발생하는데, 고도 변화와 비행 속도에 따라 윈도우에는 양압과 음압이 반복적으로 작용한다. 이러한 압력차는 창문 구조물에 굽힘 변형과 잔류 응력을 유발할 수 있으며, 반복 하중 환경에서는 피로 누적에 따른 안정성 저하로 이어질 수 있다. 따라서 내부와 외부의 압력차를 고려한 공기하중 해석은 창문 내구성 평가에 필수적이다.
진동 하중 역시 중요한 요인이다. Stupar et al.(2012)은 실제 헬기 구조에 대해 다양한 비행 조건에서 진동 측정 및 분석을 수행하여, 진동 스펙트럼이 구조 결함 탐지와 내구성 평가에 활용될 수 있음을 확인하였다. 이는 메인 로터로부터 발생하는 주 가진 주파수와 창문 고유진동수 간의 공진 회피가 설계 단계에서 반드시 검토되어야 함을 의미한다.
그러나 기존 연구들은 주로 고정익 항공기나 특정 윈드실드에 국한되어 있으며, 소형무장헬기(LAH)의 다양한 창문(윈드실드, 상·하부창, 조종실창, 객실창)을 대상으로 다중 하중 조건을 종합적으로 평가한 사례는 매우 제한적이다. 특히 강화유리, PET(Polyethylene Terephthalate), TPU(Thermoplastic PolyUrethane), PMMA(Polymethyl methacrylate) 등 다양한 투명 소재의 적층 구조를 고려한 기계·열 복합 해석 연구는 부족한 실정이다.
더욱이, 실물 기반의 파괴 시험은 고비용과 고위험이 수반되며, 모든 운용 조건을 재현하기 어렵다는 한계가 있다. 반면, 수치해석 기반의 구조 시뮬레이션은 다양한 가혹 조건을 비용 효율적으로 재현할 수 있어 시험 횟수를 최소화하고 개발 비용을 절감할 수 있다. 또한 설계 단계에서 잠재적 취약점을 사전에 확인하고 최적화를 수행할 수 있어 향후 유지보수 및 부품 교체 비용 절감에도 기여할 수 있다.
따라서 본 연구에서는 소형무장헬기(LAH) 창문을 대상으로 조류 충돌, FOD, 공기하중, 진동, 열환경을 아우르는 다중 운용 조건을 고려한 안정성 평가를 수행하였다. 이를 통해 군용 헬기의 감항성 및 운항 안전성을 향상시키는 데 기여하고, 향후 투명 방호 구조물 설계 및 인증 시험 기준 마련을 위한 기초 자료를 제공하고자 한다.
2. 해석 방법
2.1 평가 대상 및 범위
본 연구에서는 Fig. 1의 ㈜ 인포비온/ ㈜ 국영지엔엠 의 LAH 무장헬기에 적용되는 윈도우를 평가 대상으로 설정하였다. 평가 대상에는 전방 윈드실드, 상부창, 하부창, 조종실창(상), 조종실창(하), 그리고 객실창이 포함되며 Fig. 2에 나타내었다.
윈드실드는 강화유리와 보호필름(PET), 완충필름(TPU)을 조합한 복합재 구조로 구성되며, 이는 조류 충돌 및 비산물 충격에 대한 저항성을 높이기 위한 설계이다. 각 재료의 물성은 Table 1과 같다. 상부창, 하부창, 조종실창(상·하), 객실창에는 PMMA(Polymethyl methacrylate) 및 Polycarbonate가 주 재료로 적용되어 충격 저항성과 투명성을 동시에 만족하도록 설계되었다. 각 창문은 다양한 환경 하중에 노출되므로, 구조적 안정성 확보를 위해 재료별 특성과 설계 수조를 고려한 해석이 필요하다. 본 연구에서는 운용 및 보관 온도 변화 조건에서 각 창문 구조의 거동과 파손 가능성을 분석함으로써, LAH 운용 환경에서의 신뢰성을 검증하였다.
Table 1
Material properties of LAH window components
2.2 해석 개요
본 연구에서는 소형무장헬기 윈도우의 구조적 안정서을 평가하기 위하여 ANSYS Workbench v19.2를 활용하여 해석을 수행하였다, 운용 환경별 하중 조건을 재현하기 위해 다양한 해석 기법을 채택하였다. 동적 구조해석(Explicit dynamic)은 Lagrangian 모델로 수행하였으며 충돌체의 운동에너지가 물체에 전달되는 과정 모사에 용이하다. 따라서 Bird Strike 해석과 FOB 해석에서 적용되었고 충격에 따른 변형, 파손 여부, 파편 비산 특성을 평가하였다. 정적 구조해석(Static Structure)은 하중이 가해졌을 때 최종적인변화 모습을 확인하기에 용이하다. 따라서 공기 저항성 해석에 적용되었고 최대 변위, 응력 분포, 구조 안정성을 확하였다. 열해석(Thermal Analysis)는 극한 환경에서의 안정성을 평가하기 위하여 실시되었다. 구체적으로는 고온 동작 조건(71 ℃), 저온 동작 조건(–40 ℃), 저온 보관(–55 ℃), 고온 보관(+85 ℃) 환경을 모사하여 창문 재료의 열응력과 변형 거동을 분석하였다. 모달 해석(Modal Analysis)은 헬기 운용 시 메인 로터의 가진 주파수(약 4.5 Hz)에 대한 윈도우 구조물의 고유진동수 응답을 분석하기 위해 수행되었다. 이를 통해 공진(resonance) 발생 가능성을 검토하고 진동 내구성을 확인하였다.
3. 구조 해석
3.1 Bird Strike 해석
3.1.1 해석 배경
헬리콥터 조종실 윈드실드 및 상부창은 저고도 비행 중 조류와의 충돌 위험에 직접적으로 노출된다. Fig. 2(a)와 같이 조류는 주로 정면에서 충돌하며 이때 발생하는 충격은 조종사의 시야를 차단하거나, 캐노피 및 계기판에 손상을 유발하여 항공기의 안전 운항에 심각한 영향을 미칠 수 있다. 따라서 본 연구에서는 조종실 윈드실드와 상부창을 대상으로 Bird Strike 해석을 수행하였다. 윈드실드는 복합재 구조이나 단일 강화유리 두께 7.12 mm로 단순화한 것과 복합재 구조를 사용하였을 때의 성능을 비교하였다. 일반적으로 곡면보다 평면에서의 경우 압력에 더욱 취약하다. 따라서 단일 강화유리 윈드실드의 경우 실제 형상을 사용하였고, 복합재 구조 윈드실드의 경우 평판으로 모델링 하여 더욱 취약한 상황에서의 결과를 확인하였다. 복합재 구조 윈드쉴드는 2 mm의 강화유리, 0.625 mm와 4.375 mm의 TPU, 0.18 mm의 PET로 구성된다. 상부창은 PMMA을 적용하였다.
3.1.2 해석 모델
조류 충돌해석에서 조류 모델은 표준 질량 1.0 kg을 기준으로 하나, 타원체 형상으로 모델링함에 따라 체적‧질량 조정에 한계가 있어 표준 질량과 정확히 일치시키기 어려웠다. 이에 따라 표준보다 크게(질량 1.789 kg) 모델링하였고, 재질은 수치해석에서 Water 모델을 적용하였다. 충돌 속도는 Fig. 2(b)와 같이 81.7 m/s이며, 운항 고도는 4,572 m(15,000 ft), 외부 대기압은 약 57.2 kPa(428.9 mmHg)로 적용하였다.
구조물의 가장자리와 홀에 구속 조건을 부여하였다. 해석용 요소 크기는 기본 10 mm로 설정하였으며, 충돌 예상 부위에는 조밀한 메쉬를 적용하였다. 윈드 실드의 경우 요소 개수는 40,543개, 노드 수는 11,556개로 구성되었고 Fig. 2(c)과 같다. 상부창의 경우 요소 개수는 7,131개, 노드 11,121개로 구성되었다. 윈드실드는 강체이므로 Largrangian 방식, 조류모델의 경우 물의 함량이 높음으로 인해 Eulerian 방식으로 설정하였으며, 이 둘의 장점만 결합하여 유체와 강체의 복잡한 변형을 모사할 수 있도록 ALE(Arbitrary Lagrangian Eulerian)를 사용하였다.
3.2 FOB 저항성 해석
3.2.1 해석 배경
항공기 운용 중 발생하는 외부 이물질(Foreign Object Debris, FOD)은 기체 구조물에 치명적인 손상을 유발할 수 있다. 특히 헬리콥터는 지면에 가까운 저고도에서 이착륙 및 운용이 이루어지기 때문에, 활주로나 주변 환경에서 발생한 작은 금속편이 고속으로 캐노피 및 윈드실드에 충돌할 위험성이 크다. FOD는 발생 원인에 따라 크게 세 가지로 구분된다. 공항 기반시설로부터 발생하는 FOD는 노후화된 포장면, 파손된 구조물, 유지보수 중 방치된 자재 등에서 유래된다. 항공기 운용 중 발생하는 FOD는 정비 과정에서 유실된 부품이나 장비에서 떨어진 파편 등이 포함된다. 인적 요인으로 발생하는 FOD는 조업 중 부주의로 떨어뜨린 개인소지품이나 공구, 지상 운용 준비과정에서 발생하는 사례 등이 대표적이다. 이처럼 다양한 원인으로 발생하는 FOD는 고속 충돌 시 작은 질량임에도 불구하고 큰 국부적 손상을 야기할 수 있어, 헬리콥터 운용 안전성 확보를 위해 정량적인 구조해석이 요구된다. 본 연구에서는 헬리콥터 조종석 윈드실드를 대상으로 FOD 충돌 해석을 수행하여 구조적 거동을 평가하였다.
3.2.2 해석 모델
해석에 사용된 FOD는 직경 1.6 mm의 강구(100C6 steel, 60~65 HRC)로 설정하였다. 강구의 밀도는 7.85 g/cm3, 부피는 0.004096 cm3, 질량은 0.032 g으로 산정하였다. 충돌속도는 Fig. 3(a)와 같이 80 m/s로 적용하였으며, 환경 조건은 지상 운용 기준(기온 25 °C, 기압 960 mmHg)으로 설정하였다. 구조물의 가장자리와 홀에 구속 조건을 부여하였다. FOD의 경우 직경 1.6 mm로 매우 작기 때문에 충돌 영향을 정밀하게 반영할 수 있도록 조밀한 메쉬를 적용하였다. 요소 크기를 10 mm로 설정하였으며 요소 개수는 63,699개, 노드 123,156개로 구성되었고 Fig. 3(b)와 같다.
3.3 공기 저항성 해석
3.3.1 해석 배경
항공기 윈도우는 운항 중 공기 하중에 지속적으로 노출되며, 이는 구조 건전성과 안전성에 직접적인 영향을 미친다. 특히 헬리콥터의 캐노피와 윈드실드, 객실창은 다양한 공기역학적 힘을 받는 주요 구조물로서, Fig. 4(a)와 같이 내 외부 압력 차이와 반복되는 풍속 하중에 의해 균열이나 파손이 발생할 수 있다. 실제 체계기관 및 제조사에서는 이를 검증하기 위해 지그와 펌프를 이용한 실증 시험을 수행한다. 개발품을 체계에 장착되는 방식으로 지그에 고정한 후, 펌프를 통해 양압 3850 Pa와 음압 4900 Pa를 인가하여 파손 여부를 확인하는 절차가 일반적으로 적용된다. 본 연구에서 수행한 수치해석 역시 동일한 조건을 기반으로 수행되었다.
3.3.2 해석 모델
해석 모델에는 구조물 가장자리 및 체결부에 구속 조건을 부여하였다. 공기 하중 조건은 체계기관이 제시한 데이터를 적용하였으며, 양압은 3850 Pa, 음압은 4900 Pa로 설정하였고 Fig. 4(b), Fig. 4(c)와 같다. 이는 풍속으로 환산할 경우 각각 80.1 m/s 및 90.4 m/s에 해당한다. 해석 고도는 15,000 ft, 외부 대기압은 428.9 mmHg로 설정하였다. 해석용 요소 크기는 기본 10 mm로 설정하였으며 윈드실드, 상부창, 하부창, 조종실창(상), 조종실창(하), 그리고 객실창 모두 동일 방법으로 모델링 하였다.
3.4 온도 저항성 해석
3.4.1 해석 배경
헬리콥터 엔진 및 주요 시스템은 극한의 운용 환경에서도 정상적으로 작동할 수 있도록 특정 온도 범위 내에서 설계된다. 일반적으로 운용 온도 범위는 –40 ℃에서 +71 ℃까지이며, 이 범위를 벗어날 경우 연료 동결, 윤활유 점성 증가, 배터리 성능 저하, 계기 작동 불능과 같은 문제가 발생할 수 있다. 반대로 고온에서는 엔진 과열, 출력 저하, 냉각 효율 저하, 각종 시스템 이상이 나타나며, 특히 고온·고습 환경에서는 이착륙 성능 저하로 이어질 수 있다. 따라서 운용 온도 변화에 따른 구조물의 건전성 확보는 항공기 안전성을 위한 핵심 요소이다.
생산 후 보관 단계에서도 온도 조건은 중요한 변수로 작용한다. 소형무장헬기(LAH) 부품에 사용되는 윈도우류는 창고 및 야외 보관 과정에서 –55 ℃의 저온에서 최대 +85 ℃의 고온까지 노출될 수 있다. 이러한 극한 온도는 구조물에 열응력을 유발하며, 반복적인 팽창·수축을 통해 피로 누적이나 균열로 이어질 수 있다. 따라서 운용 및 보관 온도 범위를 고려한 저항성 해석은 투명체 구조물의 신뢰성과 내구성을 확보하기 위한 필수 과정이다.
3.4.2 해석 모델
온도 저항성 해석은 운용 온도와 보관 온도 조건으로 구분하여 수행하였다. 운용 온도 해석은 체계기관에서 수행된 실험 조건을 참고하여 –40 ℃ 및 +71 ℃의 환경을 상온(20 ℃) 기준으로 부여하였다. 구조물은 실제 FRP(Frame Reinforced Plastic) 장착 상태를 고려하여 가장자리에 고정 경계조건을 부여하였다. 보관 온도 해석의 경우, 부품이 –55 ℃에서 +85 ℃까지의 극한 환경에 노출될 수 있음을 반영하였다. 이에 따라 부재가 자유롭게 팽창·수축할 수 있도록 가장자리 면을 구속 조건으로 설정하였다, 이를 통해 장기간 보관 환경에서의 열응력 거동을 평가하였다. 모든 해석은 요소 사이즈를 기본 10 mm로 설정하였으며 윈드실드, 상부창, 하부창, 조종실창(상), 조종실창(하), 그리고 객실창 모두 동일한 조건을 적용하였다.
3.5 진동 특성 해석
3.5.1 해석 배경
항공기 윈도우는 운항 중 엔진 진동, 공기역학적 하중, 외부 환경 요인 등 다양한 동적 하중에 노출되며, 이러한 진동 특성은 구조물의 안전성, 피로 수명, 승무원의 운항 안정성에 직접적인 영향을 미친다. 특히 헬리콥터의 캐노피와 윈드실드, 객실창은 진동에 민감한 부위로, 구조적 건전성을 확보하기 위해서는 모달 해석을 통한 고유진동수(Natural Frequency) 및 모드 형상(Mode Shape) 분석이 필수적이다. 이를 통해 구조물이 특정 주파수에서 쉽게 진동하는지, 그리고 어떤 부위가 취약하게 반응하는지를 사전에 파악할 수 있다. 모달 해석은 진동 특성 확인뿐만 아니라 설계 최적화와 성능 향상에도 활용된다. 구조 응답 분석을 통해 응력이 집중되는 부위를 보강하거나 불필요한 부분은 경량화할 수 있으며, 이를 통해 내구성을 유지하면서도 중량 절감 효과를 기대할 수 있다. 또한 설계 변경이 구조 동특성에 미치는 영향을 시뮬레이션으로 검증하고, 실제 시험 결과와 비교함으로써 설계 신뢰성을 확보할 수 있다. 따라서 본 연구에서는 윈도우의 진동 특성 해석을 수행하여 공진 위험을 회피하고, 설계 최적화 및 구조적 안전성 확보를 위한 기초 자료를 마련하고자 하였다.
3.5.2 해석 모델
해석 모델은 구조물 가장자리 및 홀에 구속 조건을 부여하여 자유도를 0으로 설정하였다. 해석용 요소의 크기는 기본 10 mm로 설정하였으며 윈드실드, 상부창, 하부창, 조종실창(상), 조종실창(하), 그리고 객실창 모두 동일한 조건을 적용하였다.
4. 해석 결과
4.1 Bird Strike 해석 결과
4.1.1 윈드실드 해석 결과
윈드실드를 대상으로 조류 충돌을 모사한 해석에서 1.8 kg의 조류모델이 81.7 m/s로 단일 강화유리 윈드실드와 충돌할 경우, Fig. 5(a), Fig. 5(b)와 같은 응력 분포가 나타났다. 충돌 발생 0.005초 후 강화유리가 파괴되었으며, 발생된 파편은 체계 진행 방향으로 373.9 mm 비산하였다. 또한 파손부의 최대 크기는 Fig. 5(c)에서 최대 34.8 mm임이 확인되었다.
복합재 구조 평판 윈드실드를 대상으로 한 가혹 조건 해석에서는 Fig. 6과 같이 시간에 따른 형상 변화를 관찰하였다. 조류 모델과 직접 충돌한 유리 영역은 파손되었으나 TPU 및 PET 영역은 파손되지 않음이 확인되었다. 충돌 발생 0.005초 후 윈드실드가 변형되는 과정에서 유리 영역이 파손되었지만, 파편은 TPU 층까지 침투하지 않았으나 TPU층에서 약 18.3 mm의 변위가 발생함을 확인하였다. 투사된 조류모델로 인해 유리 전면에는 약 240 mm 발생한다. 이때 그물망 형태의 파손이 발생하지 않았으며 파편은 체계의 진행 방향으로 분산되어 비행 승무원의 시야를 가리지 않음을 확인하였다.
4.1.2 상부창 해석 결과
상부창을 대상으로 수행한 조류 충돌 해석결과, 질량 1.8 kg의 조류모델이 81.7 m/s로 충돌할 때의 응력 분포를 Fig. 7에 나타내었다. 상부창은 파손되지는 않았으나 휨 변형과 가장자리에서의 응력 집중이 관찰되었다. 국부적으로는 PMMA의 항복강도를 초과하는 응력이 발생하였으나, 변형률은 연신율(0.05) 이하로 나타나 구조적 파괴에는 이르지 않았다. 최대 응력은 충돌 압축응력보다는 휨에 의해 발생한 휨응력에 기인한 것으로 판단된다.
4.2 FOB 저항성 해석
윈드실드를 대상으로 수행한 FOB 저항성 해석결과, 질량 0.032 g의 강체가 80 m/s로 충돌했을 때의 응력 분포와 변위 변화를 Fig. 8에 나타내었다. Fig. 8(a)의 응력 분포에서 강체와 충돌하는 지점에서 응력집중이 발생하였으나, 최대 응력은 항복강도보다 낮게 나타나 구조적 손상은 발생하지 않았다. Fig. 8(b)에 제시된 변위 이력에서 0.0025 s 시점에 후면으로 0.0046 mm의 최대 변위가 발생하였고, 이후 반발 거동으로 인해 0.005 s 시점에는 전면으로 최대 0.0023 mm의 변위가 관찰되었다. 0.032 g의 질량으로는 윈드실드에 작용하는 충격량이 적게 발생하여 파손 위험이 거의 없음을 확인하였다. 이러한 결과는 소형 FOD 충돌 시 윈드실드가 탄성 범위 내에서 안정적으로 거동함을 보여준다.
4.3 공기 저항성 해석
소형무장헬기 모든 윈도우를 대상으로 공기 하중에 따른 구조적 거동을 평가하였다. 해석 조건으로는 윈도우 내측에 +3,850 Pa의 양압, 외측에 –4,900 Pa의 음압을 각각 인가하였다. 윈드실드의 양압 조건에서 나타난 응력 분포와 변위 형상을 Fig. 9에 제시하였다. 여섯 종류의 윈도우를 대상으로 동일 조건에서 해석을 수행한 결과는 Table 2와 같다. 양압 조건에서는 모든 창문에서 변위 및 응력이 미소하게 나타났으며, 안전율 또한 충분히 확보되었다. 음압 조건의 경우 일부 창문에서 상대적으로 큰 변위가 발생하였으나, 모든 응력 값은 재료의 항복강도 이하로 확인되었다. 특히 객실창에서 최대 변위가 101.6 mm로 산정되었으나, 변형률은 허용 연신율을 초과하지 않아 파손으로 이어지지 않았다.
Table 2
Aerodynamic pressure analysis results of LAH windows
4.4 온도 저항성 해석
소형무장헬기 모든 윈도우를 대상으로 운용 온도 범위인 –40 ℃ ~ 71 ℃, 보관 온도 범위인 –55 ℃ ~ 85 ℃조건에서 구조 거동을 평가하였다. 각 조건에서 발생하는 응력 및 변형률을 기준으로 재료의 구조적 건전성을 분석하였으며 해석 결과는 Table 3과 Table 4에 제시하였다. 운용 온도 해석 결과, 일부 PMMA 부품에서 안전율이 1.0 이하로 나타났으나 최대 변형률은 0.0018~0.025 범위로 PMMA의 허용 연신율(약 0.05) 이내였다. 따라서 환경 변화에 따라 일부 국부 변형은 발생할 수 있으나, 구조적 안정성에는 문제가 없는 것으로 판단된다. 또한 윈드실드는 강화유리의 취성적 특성으로 인해 균열 우려가 있으나, 후방에 배치된 PET 및 TPU 층이 충격과 변형을 흡수하여 전체적으로 안정성을 확보하였다.
Table 3
Analysis results of windows under operational temperature environments
Table 4
Analysis results of windows under storage temperature environments
보관 온도 해석 결과, –55 ℃와 +85 ℃의 극한 조건에서도 모든 윈도우의 안전율은 1.2 이상으로 유지되었고 이는 구조적 안정성이 확보됨을 의미한다. 최대 변형률은 0.0006~0.017 범위로 나타났으며, 이는 각 재료의 허용 변형 한계보다 낮은 수준이다. 따라서 장기간 보관 환경에서도 구조적 안정성이 확보됨을 알 수 있다.
4.5 진동 특성 해석
소형무장헬기 동체에 진동을 유발하는 주요 가진 요인은 메인 로터이다. 예를 들어 한국형 기동헬기 KUH-1(수리온)의 경우, 메인 로터 회전수는 약 242 RPM으로 환산 시 약 4.5 Hz에 해당한다. 본 연구에서는 이를 기준으로 LAH 윈도우의 진동 특성을 검토하였다.
LAH의 모든 윈도우를 대상으로 모달 해석을 수행한 결과, 4차 모드까지의 고유진동수를 도출하였으며, 결과는 Fig. 10과 Table 5에 제시하였다. 윈드실드, 상부창, 하부창, 조종실창(상), 조종실창(하), 객실창의 고유진동수는 각각 38.1 Hz, 23.8 Hz, 120.4 Hz, 210.1 Hz, 119.8 Hz, 66.7 Hz로 확인되었다. 이는 로터 가진 주파수(4.5 Hz)보다 최소 5배 이상 높은 값으로, 모든 윈도우 구조에서 공진이 발생하지 않을 것으로 예상된다. 이 결과는 LAH 윈도우가 운항 중 주 가진 주파수로 인한 진동 문제에 충분히 안전하다는 것을 의미하며, 설계 신뢰성 확보 및 장기 운용 내구성 보장에 기여할 수 있음을 보여준다.
Table 5
Frequencies of LAH windows obtained from modal analysis (Unit: Hz)
5. 결 론
본 연구에서는 소형무장헬기(LAH) 윈도우를 대상으로 조류 충돌, 외부 비산물(FOD) 충격, 공기하중, 진동 특성 등 주요 운용 환경 조건에 대한 구조적 안정성을 해석적으로 평가하였다.
첫째, 조류 충돌 해석 결과, 강화유리 단일 구조는 조류 모델에 의해 관통되는 것으로 나타났으나, 강화유리–TPU–PET 적층 복합 구조에서는 조류 및 파편의 침투가 억제되었으며, 파편 확산 거리 역시 제한되어 조종사의 시야 확보가 가능함을 확인하였다. 또한, 상부창의 경우 국부적으로 항복 응력을 초과하는 응력이 발생했으나, 변형률이 허용 범위 이내로 유지되어 파괴로 이어지지 않았다.
둘째, FOD 해석에서는 질량 0.032 g의 소형 강구가 고속 충돌하더라도 윈드실드의 변위가 매우 미소하여 구조적 손상 가능성이 없는 것으로 평가되었다.
셋째, 공기하중 해석 결과, 내부·외부 압력차가 최대 +3,850 Pa와 –4,900 Pa 조건에서도 모든 창문이 탄성 범위 내에서 안정적으로 거동하였으며, 소성 변형이나 구조적 파손은 발생하지 않았다.
넷째, 진동 해석에서는 윈도우 부품의 고유진동수가 23.8–210.1 Hz 범위로 확인되었으며, 이는 메인 로터 가진 주파수(4.5 Hz)의 5배 이상이므로 공진 현상이 발생하지 않는 것으로 검증되었다.
다섯째, 열 해석에서는 운용 온도(–40 ℃, 71 ℃)와 보관 온도(–55 ℃, +85 ℃) 조건에서 창문 구조물을 평가한 결과, 일부 부품에서 국부 변형이 발생하였으나 모든 재료의 허용 변형 한계 이내로 확인되었다. 특히 윈드실드 복합 구조는 강화유리 파손 시에도 PET 및 TPU 층이 변형을 흡수하여 파괴 확산을 억제하였으며, 전체적으로 안정성이 유지되는 것으로 검증되었다.
종합적으로, LAH 윈도우는 다양한 운용 하중 조건에서 충분한 구조적 안정성을 확보하고 있는 것으로 확인되었다. 본 연구의 결과는 향후 소형무장헬기 창문 구조의 설계 검증 및 최적화, 그리고 군용 항공기의 감항성 확보를 위한 기초 자료로 활용될 수 있을 것이다.
