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1. 发明授权

KR101329203B1 주석황산 아노다이징된 알루미늄 합금의 피로 시험 방법 有权
标题翻译：铝合金疲劳试验方法硫酸钠阳极氧化
公开(公告)号：KR101329203B1
公开(公告)日：2013-11-14
申请号：KR1020120040956
申请日：2012-04-19
申请人： 한국항공우주산업 주식회사
发明人： 정유인 , 윤종호 , 김상식 , 이은경
IPC分类号： G01N3/02 , G01N17/02 , G01N1/28 , G01N33/20
摘要： 본 발명은 황산 아노다이징과, 주석황산 아노다이징(tartaric sulfuric acid anodizing, TSAA)의 영향을 비교하여, 아노다이징 두께, 공식(pits) 크기, 아노다이징 표면 상태 등의 영향을 정량적으로 평가함으로써, 환경에 큰 영향을 미치지 않는 주석황산 아노다이징된 알루미늄 합금의 피로 시험 방법을 제공하는 것을 목적으로 한다.
상기 목적을 달성하기 위해, 본 발명에 따른 주석황산 아노다이징된 알루미늄 합금의 피로 시험 방법은, 피로 시험편을 판재 가공 방향에 평행하게 가공하여 채취하는 단계(S100)와, 상기 피로 시험편을 2개 준비한 후, 두 개의 상기 피로 시험편 중 하나는 황산 아노다이징 공정을 적용하고, 다른 하나는 주석황산 아노다이징 공정을 적용하여 제조하는 단계(S200)와, 제조된 2개의 상기 피로 시험편을 응력비(R ratio) 0.1, 주파수 40㎐의 사인파형 응력을 인가하여 피로 시험을 수행하는 단계(S300)와, 아노다이징 층의 내식성을 평가하기 위해, 염수분무시험을 수행하는 단계(S400)와, 상기 피로 시험 및 상기 염수분무시험을 수행한 후, 피로 수명 변화를 확인하는 단계(S500)를 포함하는 것을 특징으로 한다.

2. 发明授权

KR101668615B1 실험용 챔버 및 이를 포함하는 실험 장치 有权
标题翻译：一个测试室和包括它的设备
公开(公告)号：KR101668615B1
公开(公告)日：2016-10-24
申请号：KR1020140144339
申请日：2014-10-23
申请人： 한국항공우주산업 주식회사
发明人： 정유인
IPC分类号： G01N3/08 , G01N3/10 , G01N3/36 , G01N27/02
摘要： 본발명은, 체결공이형성된실험용시편의양측에설치되어, 실험중 시편의일부또는전체가유체에노출되도록유체가수용되는공간을형성하는케이스, 체결공과대응되는형상으로케이스에관통형성되며, 하중인가실험장치의로드가시편의체결공에설치되는경로를형성하는관통구, 케이스의내벽중 관통구가형성되는내벽에설치되며, 실험용시편설치시실험용시편과내벽사이로유체가누출되는것을차단하는복수의제1 밀폐부재를포함하는실험용챔버및 이를포함하는실험장치가제공된다. 본발명에따른실험용챔버및 이를포함하는실험장치를사용하면항공유, 염분등의운용환경하에서재료의물성자료를얻을수 있으며, 이를이용하여설계된제품의신뢰도를높일수 있는효과가있다.

3. 发明授权

KR101329204B1 장기 운용 항공기 부품 표면 손상 형태에 따른 Ｓ―Ｎ 피로 특성 평가 방법 有权
标题翻译：与老化影响相关的损伤组合的S-N疲劳性能的评估方法
公开(公告)号：KR101329204B1
公开(公告)日：2013-11-14
申请号：KR1020120040957
申请日：2012-04-19
申请人： 한국항공우주산업 주식회사
发明人： 최명제 , 정유인 , 윤종호 , 김상식 , 이은경
IPC分类号： G01N3/02 , G01N17/02 , G01N1/28
摘要： 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 SN 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 SN 피로 시험편을 가공하는 단계(S300)와, 가공된 상기 SN 피로 시험편을 이용하여 피로 시험을 수행하는 단계(S400)와, SN 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.

4. 发明授权

KR101296189B1 알루미늄 합금의 두께 위치별 응력부식균열 민감도 차를 용이하게 확인하는 방법 有权
标题翻译：易于识别应力腐蚀破裂的方法铝合金的厚度方向的可靠性差异
公开(公告)号：KR101296189B1
公开(公告)日：2013-08-13
申请号：KR1020120041568
申请日：2012-04-20
申请人： 한국항공우주산업 주식회사
发明人： 이현정 , 정유인 , 윤종호 , 김상식 , 김영주
IPC分类号： G01N17/02 , G01N3/08
CPC分类号： G01N17/006 , G01N3/08 , G01N2203/0017 , G01N2203/0062
摘要： PURPOSE: A method of identifying a stress corrosion cracking susceptibility difference easily along a thickness location of an aluminum alloy is provided to confirm the stress corrosion cracking susceptibility difference along the thickness location of the aluminum alloy in an optimal deformation ratio condition under 3.5% salty atmosphere. CONSTITUTION: A method of identifying a stress corrosion cracking susceptibility difference easily along a thickness location of an aluminum alloy comprises the following steps: tensile pieces along the thickness location of the aluminum alloy are prepared for (S101); a tensile stress corrosion test about the tensile pieces along the thickness location of the aluminum alloy is performed (S102); and a stress corrosion cracking susceptibility of the tensile pieces along the thickness location of the aluminum alloy is measured quantitively based on a strain-rate change through a tensile stress corrosion test (S103). [Reference numerals] (S101) Prepare tensile pieces according to the thickness and location of an aluminum alloy; (S102) Perform a tensile stress corrosion test about the tensile pieces according to the thickness and location of the aluminum alloy on the strain rate conditions of 5*10^(-7)/sec under 3.5% NaCL; (S103) Measure a stress corrosion cracking susceptibility of the tensile pieces according to the thickness and location of the aluminum alloy based on strain rate changes through the tensile stress corrosion test in the step S102
摘要翻译：目的：提供一种易于沿铝合金厚度位置识别应力腐蚀开裂敏感性差异的方法，以确定3.5％盐度气氛下最佳变形率条件下铝合金厚度位置的应力腐蚀开裂敏感性差异。构成：容易沿铝合金的厚度位置识别应力腐蚀开裂敏感性差的方法包括以下步骤：制备沿着铝合金厚度位置的拉伸片（S101）; 进行沿着铝合金的厚度位置的拉伸片的拉伸应力腐蚀试验（S102）。并且基于通过拉伸应力腐蚀试验的应变速率变化来量测拉伸片沿着铝合金的厚度位置的应力腐蚀开裂敏感性（S103）。（附图标记）（S101）根据铝合金的厚度和位置准备拉伸片; （S102）根据铝合金的厚度和位置对3.5％NaCL下的应变速率条件为5×10 ^（ - 7）/秒，对拉伸片进行拉伸应力腐蚀试验; （S103）通过步骤S102中的拉伸应力腐蚀试验，根据铝合金的厚度和位置，根据应变速率变化测定拉伸片的应力腐蚀开裂敏感性

5. 发明授权

KR101329202B1 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법 有权
标题翻译：用于预测飞机损坏的影响的方法
公开(公告)号：KR101329202B1
公开(公告)日：2013-11-14
申请号：KR1020120040953
申请日：2012-04-19
申请人： 한국항공우주산업 주식회사
发明人： 김상식 , 이은경 , 이현정 , 장영환 , 정유인 , 윤종호 , 이홍철
IPC分类号： G01N3/08 , G01N17/00 , G01N23/225
摘要： 본 발명은 항공기의 장기운용에 의한 피로수명의 감소를 등가초기균열크기(equivalent initial flaw size; EIFS) 개념과 파괴역학적(fracture mechanics) 모델링을 통해 예측하는 방법에 관한 것이다.
이를 실현하기 위한 일 형태로서 본 발명은, 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법으로서, (a) 항공기의 실제 부품에서 피로 시편을 채취하여 일축 응력(Uniaxial Stress) 하에서 피로 시험을 수행하는 단계; (b) 상기 (a) 단계의 피로 시험 결과 생성된 파단된 시험편에 대하여, 주사전자현미경(SEM)을 이용하여 상기 파단된 시험편의 파단면을 관찰하는 단계; (c) 상기 (b) 단계에서 관찰된, 실제 균열 생성부로 작용한 부식 손상의 깊이와 너비와 면적의 측정값을, EIFS(Equivalent Initial Flaw Size) 환산 모델링을 기초로 역산법을 통하여 얻은 등가초기균열크기(EIFS) 값과 비교 분석하는 단계; 및 (d) 상기 일축 응력 하에서 피로 시험을 수행한 결과로부터 도출된 응력-피로수명(SN) 곡선에서 역산된 등가초기균열크기 값을 사용하여, 여러 응력 상태에서의 응력-피로수명(SN) 곡선을 예측하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는, 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법을 제공한다.

6. 发明公开

KR1020130118064A 주석황산 아노다이징된 알루미늄 합금의 피로 시험 방법 有权
标题翻译：铝合金疲劳试验方法硫酸钠阳极氧化
公开(公告)号：KR1020130118064A
公开(公告)日：2013-10-29
申请号：KR1020120040956
申请日：2012-04-19
申请人： 한국항공우주산업 주식회사
发明人： 정유인 , 윤종호 , 김상식 , 이은경
IPC分类号： G01N3/02 , G01N17/02 , G01N1/28 , G01N33/20
CPC分类号： G01N3/32 , C25D11/04 , G01N1/28 , G01N3/02 , G01N33/20 , G01N2203/0071 , G01N2203/0075
摘要： PURPOSE: A fatigue testing method for a tin-sulfuric anodized aluminum alloy is provided to compare influences of sulfuric anodizing and tin anodizing processes, thereby quantitatively evaluating influences of anodizing such as thickness, size, and a surface condition. CONSTITUTION: A fatigue testing method for a tin-sulfuric anodized aluminum alloy includes the following steps of: collecting two fatigue testing pieces by processing to be parallel to a plate processing direction; applying a sulfuric anodizing process to one testing piece and a tin anodizing process to the other testing piece; performing a fatigue test by applying a sine waveform stress having a stress ratio of 0.1 and a frequency of 40 Hz to the manufactured two testing pieces; performing a salt spray test for evaluating the corrosion resistance of anodizing layers (S400); and confirming a change in fatigue lifetime after performing the fatigue test and the salt spray test.
摘要翻译：目的：提供硫酸阳极氧化铝合金的疲劳试验方法，以比较硫酸阳极氧化和锡阳极氧化工艺的影响，从而定量评估阳极氧化如厚度，尺寸和表面状况的影响。构成：锡硫阳极氧化铝合金的疲劳试验方法包括以下步骤：通过加工平行于板加工方向收集两个疲劳试样; 将硫酸阳极氧化处理施加到一个测试片和锡阳极氧化处理到另一个测试片; 通过将应力比为0.1，频率为40Hz的正弦波形应力施加到制造的两个测试件上进行疲劳试验; 进行盐雾试验评估阳极氧化层的耐腐蚀性（S400）; 并进行疲劳试验和盐雾试验后的疲劳寿命的变化。

7. 发明公开

KR1020130118061A 항공기의 부식 손상이 피로에 미치는 영향을 예측하는 방법 有权
标题翻译：用于预测飞机损坏的影响的方法
公开(公告)号：KR1020130118061A
公开(公告)日：2013-10-29
申请号：KR1020120040953
申请日：2012-04-19
申请人： 한국항공우주산업 주식회사
发明人： 김상식 , 이은경 , 이현정 , 장영환 , 정유인 , 윤종호 , 이홍철
IPC分类号： G01N3/08 , G01N17/00 , G01N23/225
CPC分类号： G01N3/08 , G01N17/00 , G01N23/225 , G01N2203/0073
摘要： PURPOSE: A method for predicting the influence of damage to an aircraft caused by corrosion on fatigue is properly predicted by using an equivalent initial flaw size conception and fracture mechanics. CONSTITUTION: A method for predicting the influence of damage to an aircraft caused by corrosion on fatigue includes the following steps of: performing a fatigue test under uni-axial stress by collecting a fatigue sample from an actual component of the aircraft (S101); observing the fraction surface of a fractured testing piece in consequence of the fatigue test by using a scanning electron microscope (S102); comparing and analyzing the depth, the width, and the area of a damaged portion based on EIFS conversion modeling with an equivalent initial flaw size value obtained through an inversion method (S103); and predicting a stress-fatigue lifetime curve under various stress conditions by using the equivalent initial flaw size value obtained by the inversion method (S104); and predicting the stress-fatigue curve under various stress conditions. [Reference numerals] (S101) Performing a fatigue test under uni-axial stress by collecting a fatigue sample from an actual component of the aircraft; (S102) Observing the fraction surface of a fractured testing piece for the fractured testing piece generated from the fatigue test in the S101 step by using a scanning electron microscope (SEM); (S103) Comparing and analyzing the measured values of the depth, the width, and the area of a damaged portion affecting a real crack generating unit, which are observed in the S102 step, based on an equivalent initial flaw size (EIFS) conversion modeling with an EIFS value obtained through an inversion method; (S104) Predicting a stress-fatigue lifetime curve under various stress conditions by using the EIFS value obtained by the inversion method from the stress-fatigue (S-N) curve drawn from the execution of the fatigue test under the stress conditions
摘要翻译：目的：通过使用等效的初始缺陷尺寸概念和断裂力学来预测一种用于预测由疲劳引起的对飞机造成的损坏的影响的方法。规定：预测疲劳损伤对飞机造成的损害影响的方法包括以下步骤：通过从飞机的实际部件收集疲劳试样，在单轴应力下进行疲劳试验（S101）; 通过使用扫描电子显微镜观察疲劳试验的断裂试验片的分数表面（S102）; 基于通过反演方法获得的等效初始缺陷尺寸值的EIFS转换建模来比较和分析损坏部分的深度，宽度和面积（S103）; 并通过使用通过反演方法获得的等效初始缺陷尺寸值来预测各种应力条件下的应力 - 疲劳寿命曲线（S104）; 并预测各种应力条件下的应力 - 疲劳曲线。（S101）通过从飞行器的实际部件收集疲劳试样，在单轴应力下进行疲劳试验; （S102）使用扫描电子显微镜（SEM）观察S101步骤中的疲劳试验所产生的断裂试验片的断裂试验片的分数表面。（S103）基于等效的初始缺陷尺寸（EIFS）转换建模，对S102步骤中观察到的影响真实裂纹产生单元的损伤部分的深度，宽度和面积的测量值进行比较和分析具有通过反演方法获得的EIFS值; （S104）通过使用从应力条件下的疲劳试验中执行的应力疲劳（S-N）曲线得到的EIFS值，预测各种应力条件下的应力 - 疲劳寿命曲线

8. 发明公开

KR1020160047871A 실험용 챔버 및 이를 포함하는 실험 장치 有权
标题翻译：一个测试室和包括它的设备
公开(公告)号：KR1020160047871A
公开(公告)日：2016-05-03
申请号：KR1020140144339
申请日：2014-10-23
申请人： 한국항공우주산업 주식회사
发明人： 정유인
IPC分类号： G01N3/08 , G01N3/10 , G01N3/36 , G01N27/02
CPC分类号： G01N3/08 , G01N3/10 , G01N3/36 , G01N27/02
摘要： 본발명은, 체결공이형성된실험용시편의양측에설치되어, 실험중 시편의일부또는전체가유체에노출되도록유체가수용되는공간을형성하는케이스, 체결공과대응되는형상으로케이스에관통형성되며, 하중인가실험장치의로드가시편의체결공에설치되는경로를형성하는관통구, 케이스의내벽중 관통구가형성되는내벽에설치되며, 실험용시편설치시실험용시편과내벽사이로유체가누출되는것을차단하는복수의제1 밀폐부재를포함하는실험용챔버및 이를포함하는실험장치가제공된다. 본발명에따른실험용챔버및 이를포함하는실험장치를사용하면항공유, 염분등의운용환경하에서재료의물성자료를얻을수 있으며, 이를이용하여설계된제품의신뢰도를높일수 있는효과가있다.
摘要翻译：本发明提供了一种测试室和包括该测试室的测试装置。测试室包括：安装在具有组合孔的测试样品两侧的壳体，以形成存储流体以将部分或全部测试样品暴露于流体的空间; 通孔穿透壳体，并且其形状对应于组合孔，并且形成将样品的组合孔中的负载施加测试装置的杆安装的路线; 以及多个密封构件，其安装在壳体内壁之间具有通孔的密封构件上，并且当安装测试样品时阻挡在内壁和测试样品之间泄漏的流体。根据本发明，通过试验室和试验装置，能够在诸如喷气式飞机燃料和盐的操作环境中获得材料数据，并且通过使用它们可以提高设计的产品的可靠性。

9. 发明公开

KR1020130118065A 장기 운용 항공기 부품 표면 손상 형태에 따른 Ｓ―Ｎ 피로 특성 평가 방법 有权
标题翻译：与老化影响相关的损伤组合的S-N疲劳性能的评估方法
公开(公告)号：KR1020130118065A
公开(公告)日：2013-10-29
申请号：KR1020120040957
申请日：2012-04-19
申请人： 한국항공우주산업 주식회사
发明人： 최명제 , 정유인 , 윤종호 , 김상식 , 이은경
IPC分类号： G01N3/02 , G01N17/02 , G01N1/28
CPC分类号： G01N3/34 , G01M5/0033 , G01N1/28 , G01N17/04 , G01N2203/0073 , G01N2203/0075
摘要： PURPOSE: An S-N fatigue property evaluating method according to a shape of damage to the surface of a component of a long-term operation aircraft is provided to metallically analyze various kinds of corrosive damage to primary structures of a superannuated aircraft and to measure the fatigue lifetime of actual components, thereby predicting fatigue lifetime according to a shape of damage to the components of the aircraft. CONSTITUTION: An S-N fatigue property evaluating method according to a shape of damage to the surface of a component of a long-term operation aircraft includes the following steps of: selecting target components of the long-term operation aircraft for predicting the remaining fatigue lifetime of structures of the aircraft; building a database in respect to a shape of the corrosion of the target components separated from the long-term operation aircraft; sampling an S-N fatigue testing piece from the target components; performing a fatigue test by using the S-N fatigue testing piece; observing a portion on which initial fatigue cracks are generated by using a fatigue fractured surface after the S-N fatigue test; and predicting the fatigue lifetime by using a crack growth analysis code.
摘要翻译：目的：提供一种根据长期运行飞机部件表面损伤形状的SN疲劳性能评估方法，以金属分析对超级飞机的一级结构的各种腐蚀性损伤，并测量疲劳寿命的实际部件，从而根据对飞行器的部件的损坏的形状来预测疲劳寿命。构成：根据对长期运行飞机的部件的表面的损伤形状的SN疲劳特性评价方法，包括以下步骤：选择长期运行飞机的目标部件，以预测剩余疲劳寿命飞机结构; 建立与长期作战飞机分离的目标部件的腐蚀形状的数据库; 从目标部件采样S-N疲劳试验片; 通过使用S-N疲劳试验片进行疲劳试验; 在S-N疲劳试验后，通过使用疲劳断裂面观察产生初始疲劳裂纹的部分; 并通过使用裂纹扩展分析代码预测疲劳寿命。

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