항공기 표면 부식 - hang-gong-gi pyomyeon busig

Abstract

본 발명은 장기 운영 항공기에 대한 보다 정확한 수명 관리를 위해, 노후화된 항공기의 주요 구조물에서 발생한 각종 부식 손상을 금속학적으로 분석하고 실 부품의 피로 수명을 측정함으로써, 항공기 부품 손상 형태에 따른 피로 수명을 예측하는 방법을 제공하는 것을 목적으로 한다.
상기 목적을 달성하기 위해, 본 발명에 따른 장기 운용 항공기 부품 표면 손상 형태에 따른 S-N 피로 특성 평가 방법은, 장기 운영 항공기의 구조물에 대한 잔여피로수명을 예측하기 위해, 상기 장기 운영 항공기의 대상 부품을 선정하는 단계(S100)와, 상기 장기 운영 항공기에서 장탈된 상기 대상 부품의 표면 부식 형태를 데이터베이스화하는 단계(S200)와, 상기 대상 부품에서 S-N 피로 시험편을 가공하는 단계(S300)와, 가공된 상기 S-N 피로 시험편을 이용하여 피로 시험을 수행하는 단계(S400)와, S-N 피로 시험 후, 피로 파단면을 이용하여 초기 피로균열발생 부위를 관찰하는 단계(S500)와, 균열 진전 해석 코드를 이용하여 피로 수명을 예측하는 단계(S600)를 포함하는 것을 특징으로 한다.

Description

장기 운용 항공기 부품 표면 손상 형태에 따른 Ｓ―Ｎ 피로 특성 평가 방법{EVALUATION METHODS FOR S-N FATIGUE PROPERTY COMBINED WITH DAMAGES INDUCED BY AGING EFFECT}

본 발명은 장기 운용 항공기 부품 표면 손상 형태에 따른 S-N 피로 특성 평가 방법에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 항공기 기골에 대한 보다 정확한 수명 관리를 위해, 노후화된 항공기에서 발생된 각종 부식 손상을 금속학적 기술을 이용하여 분석하고, 실부품의 피로 수명을 측정함으로써 손상 형태에 따른 S-N 피로 특성을 평가하는 장기 운용 항공기 부품 표면 손상 형태에 따른 S-N 피로 특성 평가 방법에 관한 것이다.

현재, 초기 설계 수명(design service life)을 초과하여 사용하고 있는 일부 항공기는 경제적 및 군 작전 요구도에 따라 길게는 20년 이상의 추가 사용이 불가피한 실정이다. 이러한 항공기는 비행 시간의 누적에 따라 다양한 형태의 부식, 마모 및 피로 손상 등이 발생하며, 이는 항공기의 안정성 및 가동률을 저하시키는 요인이 된다. 특히 부식의 경우는 검사주기 시 구체적인 기준이 제시되어 있지 않으며, 부식된 구조물의 수명 및 위험성에 대한 입증된 방법이 상당히 제한적이다.

따라서, 본 발명은 장기 운영 항공기에 대한 보다 정확한 수명 관리를 위해, 노후화된 항공기의 주요 구조물에서 발생한 각종 부식 손상을 금속학적으로 분석하고 실 부품의 피로 수명을 측정함으로써, 항공기 부품 손상 형태에 따른 피로 수명을 예측하는 방법을 제공하는 것을 목적으로 한다.

상기 목적을 달성하기 위해, 본 발명에 따른 장기 운용 항공기 부품 표면 손상 형태에 따른 S-N 피로 특성 평가 방법은, 장기 운영 항공기의 구조물에 대한 잔여피로수명을 예측하기 위해, 상기 장기 운영 항공기의 대상 부품을 선정하는 단계(S100)와, 상기 장기 운영 항공기에서 장탈된 상기 대상 부품의 표면 부식 형태를 데이터베이스화하는 단계(S200)와, 상기 대상 부품에서 S-N 피로 시험편을 가공하는 단계(S300)와, 가공된 상기 S-N 피로 시험편을 이용하여 피로 시험을 수행하는 단계(S400)와, S-N 피로 시험 후, 피로 파단면을 이용하여 초기 피로균열발생 부위를 관찰하는 단계(S500)와, 균열 진전 해석 코드를 이용하여 피로 수명을 예측하는 단계(S600)를 포함하는 것을 특징으로 한다.

또한, 본 발명에 따른 장기 운용 항공기 부품 표면 손상 형태에 따른 S-N 피로 특성 평가 방법은, 상기 단계(S100)에서, 상기 대상 부품은 항공기의 운영 중 균열이 발생하지 않고 설계 수명에 도달하여 교체된 부품인 것을 특징으로 한다.

또한, 본 발명에 따른 장기 운용 항공기 부품 표면 손상 형태에 따른 S-N 피로 특성 평가 방법은, 상기 단계(S300)에서, 상기 S-N 피로 시험편은 상기 대상 부품에서 채취한 홀을 포함한 판상 피로 시편인 것을 특징으로 한다.

또한, 본 발명에 따른 장기 운용 항공기 부품 표면 손상 형태에 따른 S-N 피로 특성 평가 방법은, 상기 단계(S400)에서, 상기 피로 시험은, 응력비(최소부하하중/최대부하하중) : 0.1, 주기 : 40㎐, 상온(lab air), Nrun out = 107 cycles(run-out이란 어떤 일정 진폭의 하중을 받아도 시편이 깨지지 않는 수명을 말함)의 조건으로 수행되는 것을 특징으로 한다.

또한, 본 발명에 따른 장기 운용 항공기 부품 표면 손상 형태에 따른 S-N 피로 특성 평가 방법은, 상기 단계(S600)에서, 상기 피로 수명을 예측하기 위해 균열 진전식을 이용하며, 상기 균열 진전식은 하한계 응력확대계수범위와 파괴인성을 고려한 NASGRO 방정식을 적용하고, 상기 NASGRO 방정식은,

(여기서, N은 작용 피로 하중의 횟수, a는 균열 길이, R은 응력비(stress ratio), K는 응력확대계수이며, C, n, p 및 q는 재료 상수이고, f는 균열 열림 함수(crack opening function)임)인 것을 특징으로 한다.

또한, 본 발명에 따른 장기 운용 항공기 부품 표면 손상 형태에 따른 S-N 피로 특성 평가 방법은, 상기 단계(S500)에서, 상기 피로 파단면에서 발생된 표면 손상이 상기 대상 부품의 잔여 피로 수명에 미치는 영향을 판단하기 위해, EIFS(Equivalent Initial Flaw Size: 균열은 아니지만 균열과 유사한 균열 성장 거동을 보이는 특정임계크기를 말함) 값을 도출하는 것을 특징으로 한다.

본 발명에 의하면, 장기 운영 항공기에 대한 보다 정확한 수명 관리를 위해, 노후화된 항공기의 주요 구조물에서 발생한 각종 부식 손상을 금속학적으로 분석하고 실 부품의 피로 수명을 측정함으로써, 항공기 부품 손상 형태에 따른 피로 수명을 예측하는 방법을 제공하는 효과가 있다.

도 1은 7075-T7351 시편의 S-N 피로 특성을 나타내는 도면.
도 2는 15% spar 구조물의 S-N 피로 특성을 나타내는 도면.
도 3은 파단면에서 측정한 결함 면적과 등가초기균열(EIFS) 간의 연관성을 나타내는 도면.
도 4는 표면 손상 크기와 EIFS 간의 연관성을 나타내는 도면.
도 5는 15% Wing Spar 손상된 시편과 표면 연마된 시편에서 각각 EIFS를 도출하여 균열 성장 해석을 수행한 결과를 나타내는 도면.
도 6은 EIFS를 평가하기 위한 응력값을 나타내는 도면.

이하, 첨부한 도면들 및 후술되어 있는 내용을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예들을 상세히 설명한다. 그러나, 본 발명은 여기서 설명되는 실시예들에 한정되지 않고 다른 형태로 구체화될 수도 있다. 오히려, 여기서 소개되는 실시예들은 개시된 내용이 철저하고 완전해질 수 있도록 그리고 당업자에게 본 발명의 사상이 충분히 전달될 수 있도록 하기 위해 제공되는 것이다. 명세서 전체에 걸쳐서 동일한 참조 번호들은 동일한 구성 요소들을 나타낸다. 한편, 본 명세서에서 사용된 용어는 실시예들을 설명하기 위한 것이며 본 발명을 제한하고자 하는 것은 아니다. 본 명세서에서, 단수형은 문구에서 특별히 언급되지 않는 한 복수형도 포함된다. 명세서에서 사용되는 "포함한다(comprises)" 및/또는 "포함하는(comprising)"은 언급된 구성 요소, 단계, 동작 및/또는 소자가 하나 이상의 다른 구성 요소, 단계, 동작 및/또는 소자의 존재 또는 추가를 배제하지 않는다.

본 발명에서는 설명의 용이함을 위해, 현재 30년 이상 운영중인 F-5 항공기 주요 구조물에서 발생된 각종 부식 손상을 금속학적으로 분석하고 실 부품의 피로 수명을 측정함으로써, 항공기 부품 손상 형태에 따른 피로 수명을 예측하였지만, 본 발명은 이에 한정되는 것은 아니며, 다른 모든 노후 항공기에 대해 피로 수명을 예측하는 방법에 사용가능하다.

우선, 본 발명에서는 실제 항공기에서 장탈된 주요 부품에서 표면 부식, 결함 또는 손상 부위를 광학 기기를 이용하여 디지털 데이터를 수집하고, 이러한 측정 결과를 토대로 부식 형태의 정량화 작업이 이루어진다. 대표적으로, 항공기 날개 부위의 15% spar 구조물에서 홀을 중심으로 한 판상 피로 시편을 채취하여, S-N 피로 시험을 수행하였으며, 주사전자현미경(SEM)을 이용한 파단면 관찰을 통해, 초기 피로 균열 역할을 하는 부식 손상의 형상을 정량화한다. 상기 자료를 바탕으로 비행 하중 스펙트럼과 상용 피로 해석 S/W인 NASGRO를 이용하여, 잔여 피로 수명을 예측하고 이를 실험값과 비교한다.

본 발명에 따른 장기 운용 항공기 부품 표면 손상 형태에 따른 S-N 피로 특성 평가 방법은 장기 운영 항공기의 구조물에 대한 잔여피로수명을 예측하기 위해, 상기 장기 운영 항공기의 대상 부품을 선정하는 단계(S100)와, 상기 장기 운영 항공기에서 장탈된 상기 대상 부품의 표면 부식 형태를 데이터베이스화하는 단계(S200)와, 상기 대상 부품에서 S-N 피로 시험편을 가공하는 단계(S300)와, 가공된 상기 S-N 피로 시험편을 이용하여 피로 시험을 수행하는 단계(S400)와, S-N 피로 시험 후, 피로 파단면을 이용하여 초기 피로균열발생 부위를 관찰하는 단계(S500)와, 균열 진전 해석 코드를 이용하여 피로 수명을 예측하는 단계(S600)를 포함한다.

실험 방법

1. 대상부품

본 발명은 장기 운영 항공기 구조물에 대한 잔여 피로 수명을 예측하기 위해, 30년 이상 운영된 F-5E 항공기의 주요 부품을 이용한다. 따라서, 사용된 부품은 Safe-life 개념으로 설계된 부품으로써, 운영 중 균열은 발생하지 않았으나 설계 수명에 도달하여 교체된 부품 15% spar이다. 표 1에 상기 부품의 부품 명과 형상, 재료 및 비행 시간을 간략하게 나타내었다.

2. 재료 물성치 및 화학적 조성

항공기 구조물은 주로 2xxx, 7xxx 계열의 알루미늄 합금 소재가 사용되고 있으며, 본 발명에 사용된 F-5E 항공기 부품 또한 대부분이 Al 7xxx 계열이 주를 이루고 있다. 본 발명에 사용된 부품의 재료는 7075 - T7351 알루미늄 합금으로써, 표 2와 표 3에 기계적 특성 및 화학적 조성을 각각 나타내었다. Al 7075 합금은 Al-Zn-Mg계 합금에서 강도를 증가시키기 위해, Cu를 첨가한 합금으로, 알루미늄 합금 중 최고의 강도를 나타내지만 응력부식균열(stress corrosion cracking)이 쉽게 발생하기 때문에, 이에 대한 방지 대책이 중요하다. 따라서, Al 7075 합금에 T73, T76 조질처리(solution heat-treated and over aged)를 함으로써, 강도는 T6 열처리한 경우에 비해, 10 ~ 20% 정도 감소하더라도 응력부식균열 저항성을 개선한 열처리 방법이다.

3. 시험 및 분석 장치

본 발명에서는 실제 항공기에서 장탈된 주요 부품의 표면 부식 형태를 데이터베이스화하고, 실 부품에서 채취한 시험편을 이용하여 피로 시험을 수행함으로써, 항공기 구조물에서 발생하는 부식 손상과 잔여 피로 수명과의 연관성을 규명하고자 한다. 따라서, 이를 평가하기 위해 필요한 장비는 다음과 같다.

1) 피로시험기: Instron사의 최대용량 10ton인 8801 series의 유압식 피로 시험기를 사용하고, 소프트웨어는 동일사의 Console 프로그램을 통해 컴퓨터로 제어하며 피로 시험을 수행한다.

2) 광학 현미경: LEICA사의 DMLM현미경으로, 15 ~ 500배까지 관찰 및 촬영이 가능하며, 현미경과 연결된 컴퓨터의 이미지 분석 소프트웨어를 통해 좀 더 정밀한 미세 조직 분석이 가능하다.

3) 실물현미경: OLYMPUS사의 SZ61현미경으로, 이동식 현미경으로 시편의 위치에 상관없이 원하는 위치를 관찰 및 촬영이 가능하고, 모니터상으로 200배의 배율로 관찰할 수 있어 부식이나 균열을 더욱 쉽게 찾을 수 있으며, 또한 유동성 광원을 보유하여 홀이나 리벳 주위도 광원을 이용한 촬영이 용이하다.

4) 주사전자현미경: Jeol 사의 주사전자현미경(Scanning electron microscope)으로 초기 피로 균열부 관찰에 주로 사용하며, 약 18 ~ 300,000배까지의 관찰이 가능하며, EDX 분석 장치가 부착되어 있어 시편의 화학 분석 또한 가능하다.

4. 일정진폭하중하의 S-N 피로시험

1) S-N 피로시험편 가공조건

본 발명에 사용된 Safe-life 설계 수명에 도달한 15% spar 부품에서, 홀을 중심으로 한 판상 피로 시편을 채취하였으며, 부품에 따른 피로 시편 형상을 표 4에 나타내었다. 실제 부품으로부터 홀을 포함한 판상 시편을 채취하였기 때문에, 시편에 따라 조금씩 치수 차를 갖고 있다. 장기 운용 환경에 따른 잔여 피로 수명을 평가하기 위해, 피로 시험은 기존 표면 상태를 유지한 as-cut 상태로 수행하였으며, 기존 합금(bare)과의 피로 수명을 비교하기 위해, 일부 시편은 표면 연마하여 as-polished 상태로 피로 시험을 수행하였다.

2) S-N 피로시험

피로 시험은 INSTRON 8801 장비를 이용하여 홀이 존재하는 시편의 피로 특성을 평가하였으며, 자세한 피로 시험 조건은 다음과 같다.

응력비 : 0.1(응력비는 최소부하하중/최대부하하중)

주기 : 40㎐

상온(lab air)

Nrun out = 107 cycles(run-out이란 어떤 일정 진폭의 하중을 받아도 시편이 깨지지 않는 수명을 말함)

참고 문헌 : ASTM E466, MIL-HDBK-5J

도 1은 노치나 홀이 없는 7075-T7351 시편의 S-N 피로 특성을 나타내고 있으며, 부식이 되지 않은 as-polished의 경우, 피로한이 약 200MPa인 것을 알 수 있다. 일반적으로 홀이 존재하는 경우를 Kt = 3.0으로 보며, 약 3배가량 피로 수명이 감소할 것으로 판단된다. 따라서, 이와 ASTM 및 미국군사규격서를 참고하여, 본 발명의 부가 응력을 결정하였다.

5. 파단면 관찰

S-N 피로 시험 후, 피로 파단면에서의 초기 피로 균열 발생 부위를 관찰하기 위해 SEM을 이용하였으며, 이를 위한 시편의 준비는 파단된 시험편으로부터 하중을 부여하는 직각 방향으로 파단면에서 약 10㎜ 두께로 절단하여, 알코올이 담긴 초음파 세척기에 넣어 3 - 5분가량 세척 후, 시편을 도전용 테이프로 고정시켜 파단면 관찰을 수행하였다. 파단면 관찰은 시편 전체의 파단 거동을 살펴보기 위해, 저배율(x15 ~ x25) 사진 각각을 순차적으로 조합(tiling, mosaic)하고 연속적으로 붙이는 작업이 이루어지며, 고배율(x500 ~ x2000) 관찰을 통해서는 초기 피로 균열이 어디서부터 시작하여 어디로 진전하는지를 알고자 하였다.

6. 균열진전 해석코드를 이용한 피로 수명 예측

본 발명에서는 상용 피로균열성장 해석 S/W인 NASGRO ver. 6.01을 사용하여 피로 해석을 수행하였다. 균열진전식은 하한계 응력확대계수범위와 파괴인성(fracture toughness)을 고려한 아래의 NASGRO 방정식이 적용된다.

여기서, N은 작용 피로 하중의 횟수, a는 균열 길이, R은 응력비(stress ratio), K는 응력확대계수이며, C, n, p 및 q는 경험적으로 구해지는 재료 상수이다. 또한, f는 균열 열림 함수(crack opening function)이며, 또한 해석시 과하중에 의한 균열지연(crack retardation) 효과를 고려하기 위해 Willenbporg가 제안한 M.G.W (modified generalized willenborg equation) 모델이 사용된다.

연구 결과 및 고찰

1. 표면 관찰

대상 부품에서 다양하게 나타나는 부식 손상이 실제로 항공기 구조물의 잔여 피로 수명과는 어떠한 연관성이 있는지를 확인하기 위해, 홀 주변부 표면 결함에 대한 실체 현미경 관찰이 이루어진다. 관찰한 대부분이 홀을 포함한 주변부에서는 공식(pitting)과 같은 표면 부식이 주로 관찰되고 있으며, 이들의 크기는 Image tool이라는 소프트웨어를 이용하여 측정하였다. 홀 주변부 표면 손상은 실물 현미경을 통해 약 x20 크기로 확대하여 관찰하였으며, 단면적을 측정하여 아래의 표 5와 같이 정리하였다. 실물 현미경으로 관찰한 표면 손상의 크기는 평균적으로 0.05 ~ 0.20㎟ 정도로 나타났다.

2. 피로 시험 결과

S-N 피로 시험은 ASTM 및 미국군사규격서(MIL-HDBK-5J)를 참고하여 부가 하중을 결정하였으며, 최대 부가 응력은 200MPa, 응력비는 0.1을 적용하였다. Wing spar에 대한 피로 시험 결과는 표 6과 그림 2에 나타나 있으며, 채취 상태 그대로의 시편(as-exposed)이 채취 후, 표면 연마를 수행한 시편(as-polised) 과 비교하여 피로 저항성이 낮은 부가 하중 범위에서 월등히 낮게 나타남을 알 수 있다. 본 발명을 통해 피로 한도만을 비교하였을 경우, 부식 손상에 의해 평균 30%정도 피로 저항성이 낮아지는 것을 알 수 있다. 피로 시험 수행 후에는 각각의 시험편에 대한 초기피로균열 발생부 관찰을 위해 저배율 및 고배율 관찰이 이루어진다. Wing spar에서 채취된 시편(as-exposed)은 모두 홀 내부가 아닌 외부에서 균열이 시작되었으며, 표면 연마된 시편의 경우에는 가장 응력 집중이 높은 모서리에서 균열이 발생한 것을 알 수 있다. 채취된 상태의 시편(as-exposed)에서의 초기피로균열 발생 부위 크기는 표 7과 같다.

3. 표면 및 파단면의 손상과 EIFS 상관성 분석

파단면 관찰 결과를 토대로 사용 중 발생된 표면 손상이 구조물의 잔여 피로 수명에 미치는 영향성을 판단하기 위해, 파단면에서 관찰된 초기균열 크기를 기준으로 EIFS(Equivalent Initial Flaw Size) 값을 도출하였다. EIFS 균열은 아니지만 균열과 유사한 균열 성장 거동을 보이는 특정 임계 크기를 말한다. 본 발명에서는 Murakami의 EIFS 가정법을 사용한다. 이 방법은 Casting 재료에 존재할 수 있는 결함에 적용하는 것으로 결함의 단면적을 등가초기균열로 환산하여 이루어진다. 선행 연구를 통해 P-3B 항공기 부품에 존재하는 표면 손상이 있는 시험편의 잔여 수명을 예측한 경우에도 다른 가정법들보다 약 10% 작은 오차 범위 내에서 수명 예측이 가능했다. 따라서, 본 발명에서도 이를 이용한 수명 예측이 이루어졌으며 아래와 같은 식이 적용되었다.

위의 식을 이용하여 파단면에 존재하는 초기균열 단면적 값을 EIFS로 변환하였으며, 파단면에서 측정한 결함 면적과 등가초기균열(EIFS) 간의 연관성을 그래프로 나타내면 도 3과 같으며, 이때 EIFS의 크기는 대략 30 ∼ 60㎛임을 알 수 있었다. 부품 표면에 존재하는 부식 손상과 피로 파단면의 초기균열생성부 크기를 비교하기 위해, 상기의 표면손상 크기 측정 자료를 이용하였다. 부품 표면에 존재하는 부식 손상의 크기는 평균적으로 0.05 ~ 0.20㎟에 해당하며, 파단면의 초기균열생성부의 크기는 500 ~ 2500㎛2으로 통상 약 200배의 차이를 보인다.

4. EIFS를 적용한 잔여 피로 수명 예측

상술한 바와 같이 산출된 EIFS와 항공기에 작용하는 랜덤 하중을 적용하면, 해당 부위에 대한 잔여 피로 수명을 도출할 수 있다. 잔여 피로 수명 해석을 위해 적용된 Reference 하중은 일정 하중 진폭의 S-N 피로시험 하중의 1.6배를 부가하였으며, FALSTAFF 스펙트럼을 적용하였다. 도 5는 15% Wing Spar 손상된 시편과 표면 연마된 시편에서 각각 EIFS를 도출하여 균열 성장 해석을 수행한 결과를 나타내고 있다. as-polished는 표면 연마한 경우를 나타내고, Average defect age는 손상된 시편에서 산출된 EIFS를 적용한 균열 성장 해석 결과를 나타낸다. 도 5를 살펴보면, 기존 as-polished 대비 장기 운영에 따른 손상된 경우의 피로수명이 50% 정도 감소함을 알 수 있다. 이는 실제로 15% Wing Spar 수령 부품은 균열이나 부식은 발견되지 않았으나 설계 수명에 도달하여 교환된 부품임으로 해석과 실험을 통해 현재 잔여 수명이 약 50% 정도 남아있음을 알 수 있으며, Wing 15% spar 부품에 부과된 실제 하중 스펙트럼을 적용한다면, 보다 정확한 수명 해석 결과 값을 도출할 수 있을 것으로 판단된다.

5. 유한요소해석을 이용한 잔여 피로 수명 예측

본 발명에서는 표면 부식 손상과 피로파단면관의 연관성을 이용한 수식 도출뿐만 아니라 유한요소해석(FEM)을 이용한 EIFS 크기 도출이 이루어졌다. 홀을 포함한 무한평판의 유한요소모델링을 수행하면 도 6과 같은 응력값을 도출해낼 수 있으며, 일반적으로 평판에 가해지는 응력이 115MPa이였을 때, 균열 끝단부에서는 이보다 4.5배 더 큰 응력이 걸림을 유한요소모델링을 통해 확인할 수 있었다. 이를 통해, 상기의 해석에 사용되었던 Murakami의

결론

본 발명에서는 실제 장기 운영된 항공기 구조물의 표면 부식, 결함 또는 손상 부위를 관찰하여 표면 손상을 정량적으로 분석하였으며, 또한 실제 사용된 부품에서 채취한 시험편을 이용해 피로 시험을 수행함으로써, 항공기 구조물에서 발생하는 부식 손상과 잔여 피로수명과의 연관성을 규명하였다. 장기 운영된 항공기 부품에 대한 S-N 피로 시험을 통해 부식 손상이 항공기 구조의 피로수명을 크게 감소시키는 것을 정량적으로 평가하였으며, 부식 손상에 의한 구조물의 피로 수명 감소를 선형탄성파괴역학을 이용하여 적절히 예측할 수 있음을 확인하였다. 표면에서 관찰되는 손상과 피로 시험을 통해 얻어진 파면에서의 손상과의 관계를 규정함으로써, 손상과 잔여 피로수명과의 정량적 관계를 도출할 수 있었다. 또한, 유한요소해석기법을 적용하여 응력집중계수를 효과적으로 피로수명해석에 적용할 수 있었다.

이상에서는 본 발명의 실시예를 예로 들어 설명하였지만, 당업자의 수준에서 다양한 변경이 가능하다. 따라서, 본 발명은 상기의 실시예에 한정되어 해석되어서는 안되며, 이하에 기재된 특허청구범위에 의해 해석되어야 함이 자명하다.