제2장: 기체 구조와 재료

항공기 구조는 규정으로 검증되는 타협의 산물이다. 구조 무게 1 kg은 곧 싣지 못하는 탑재물이나 연료 1 kg이다. 그러면서도 같은 구조가 운용 중에 합리적으로 예상되는 가장 큰 하중을 견디고, 그 위에 여유까지 가져야 한다. 게다가 부식·충격·피로가 서서히 구조를 갉아먹는 가운데 수만 회의 비행 동안 그 성능을 유지해야 한다. 제1장에서 제한하중, 극한하중, 안전계수 1.5라는 규제 용어를 소개하였다. 이 장은 그 용어를 실제 기체에 적용한다.

이 장의 도메인 내용은 WIA-SPACE-016 PHASE 1의 §2와 §3에 있다. 동체·날개·꼬리 구조에 대한 짧은 설명, 하중과 여압에 관한 몇 가지 수치, 네 가지 재료 계열의 데이터시트 값이 그것이다. 이 수치 가운데 일부는 기종마다 달라지는 값인데도 보편 규칙처럼 적혀 있고, 일부는 현행 인증 기준보다 앞선 시기의 값이다. 이 장은 타당한 내용은 그대로 쓰고 나머지는 표시해 두며, 독자가 자기 프로그램에서 수치를 직접 확인할 수 있도록 그 근거를 매번 설명한다. 모든 계산 예시는 방법을 보이기 위해 고른 예시 입력값을 사용한다. 특정 항공기의 값이 아니며 표준에 요구사항을 추가하지도 않는다.

2.1 반모노코크 동체

2.1.1 트러스도 순수한 껍질도 아닌 이유

초기 항공기는 내부 트러스로 하중을 지지하고 천은 형상을 만드는 데에만 썼다. 모노코크는 그 반대로, 달걀 껍데기처럼 외피 자체를 구조로 삼는다. 순수 모노코크는 압력과 비틀림에는 효율적이지만, 얇고 지지가 약한 외피는 압축과 전단에서 일찍 좌굴한다. 현대 운송기 대부분이 채택한 반모노코크(semi-monocoque) 동체는 이 두 극단의 중간에 있다. 비교적 얇은 외피를 길이 방향 부재와 원주 방향 부재로 보강하여, 각 패널이 좌굴 전에 높은 응력을 견딜 만큼 작아지게 하고, 한 패널에서 자란 균열이 보강재에 부딪혀 느려지거나 멈추게 한다.

2.1.2 구조 부재

PHASE 1 §2.1.1은 다섯 가지 부재를 든다. 각 부재의 역할과 대표적인 치수 범위는 아래 표와 같다. 명세는 프레임 간격을 15–20 in, 외피 두께를 0.040–0.125 in로 제시한다. 알루미늄 운송기에 대해서는 무리 없는 대표 범위이지만, 실제 설계값은 그 기종의 하중과 손상 허용 해석에서 정해진다.

2.1.3 하중 경로

하중 경로(load path)는 힘이 작용하는 지점에서 반력이 생기는 지점까지 거쳐 가는 길이다. 동체는 내부 적재물과 꼬리 하중으로 굽는 보이자, 비대칭 꼬리 하중으로 비틀리는 관이자, 객실 여압으로 부푸는 압력 용기이며, 여기에 도어·착륙장치 부착부·날개-동체 결합부의 집중하중이 더해진다. 굽힘을 받으면 스트링거와 그 옆 외피가 한쪽에서는 축 인장을, 반대쪽에서는 압축을 담당한다. 스트링거 사이의 외피 패널은 전단을 담당한다. 여압을 받으면 원주 방향(후프) 인장의 대부분은 외피가 담당하고, 프레임이 그 일부를 나누어 지면서 지지점 사이 패널이 부푸는 현상(pillowing)을 억제한다.

하중 경로가 레코드에서 중요한 까닭은 어떤 부품번호가 구조적으로 중요한지를 하중 경로가 결정하기 때문이다. 도어 둘레의 프레임, 날개 박스 위의 바닥 보, 동체 구간 사이의 이음 피팅은 주 하중 경로에 놓이며, 그 파손은 구조 전체에 영향을 준다. 정비 프로그램에서는 이런 품목을 주요 구조 요소(principal structural element, PSE)라고 부른다. 이들은 해석 요약, 손상 허용 검사 데이터, 완전한 출생 이력 추적성을 갖춘 가장 충실한 부품 레코드의 대상이 된다. 구조 중요도와 검사 프로그램의 연결은 제7장에서 다시 다룬다.

2.1.4 개구부와 피로의 교훈

도어·창문·점검 패널은 껍질을 끊어 놓고 그 모서리에 응력 집중을 만든다. 1954년 드 하빌랜드 코멧(de Havilland Comet) 사고 이후의 조사에서는 반복된 여압으로 동체 개구부 주변의 고응력 부위에서 피로 균열이 자라났음이 밝혀졌다. 이 결과는 오늘날 설계 관행이 둥근 창문 모서리, 보강된 개구부 테두리, 여압 동체의 실물 크기 피로 시험을 채택하게 된 주요 이유 가운데 하나이다. 데이터 표준의 관점에서 요점은, 개구부 바로 옆의 응력이 공칭 껍질 응력의 몇 배가 될 수 있다는 점이다. 다음 절의 간단한 식은 공칭값만 주며, 실제 해석은 여기에 국부 응력 집중 계수를 적용한다.

2.2 여압 하중

2.2.1 얇은 원통

벽 두께 t가 반지름 r에 비해 작으면, 여압되는 원통형 동체를 얇은 벽 압력 용기로 다룰 수 있다. 길이 방향으로 잘라 압력에 의한 힘과 벽이 내는 힘을 평형시키면 원주 방향, 곧 후프(hoop) 응력이 나온다. 가로로 자르면 길이 방향 응력이 나온다.

후프 응력          σ_h = Δp · r / t
길이 방향 응력     σ_L = Δp · r / (2 t)      (= σ_h / 2)
반구형 돔          σ   = Δp · r / (2 t)

Δp : 여압 차압(내부 압력 − 외부 압력)
r  : 껍질 반지름,  t : 유효 외피 두께

이 2배 차이 때문에 후프 응력이 벌리는 길이 방향 균열이 더 큰 우려 대상이 된다. 여압 격벽을 흔히 돔 모양으로 만드는 이유도 같은 식으로 설명된다. 구형은 같은 반지름과 두께의 원통보다 절반의 응력으로 압력을 견디지만, 평판 격벽은 압력을 굽힘으로 받아야 하므로 훨씬 무거운 구조가 필요하다.

2.2.2 계산 예시(예시 입력값)

반지름 r = 2.0 m, 유효 외피 두께 t = 1.6 mm인 껍질에 여압 차압 Δp = 60 kPa(약 8.7 psi)가 걸린다고 하자. 이 입력값은 협동체 설계에서 현실적인 범위에 들도록 고른 것이며, 특정 기종을 나타내지 않는다.

σ_h = 60 000 Pa × 2.0 m / 0.0016 m = 75 000 000 Pa = 75 MPa
σ_L = σ_h / 2                                      = 37.5 MPa

CS / 14 CFR 25.365(d)의 계수 1.33을 Δp에 적용하면
(압력만 고려, 다른 하중 제외):
σ_h = 1.33 × 75 MPa ≈ 100 MPa

공칭 75 MPa는 알루미늄의 항복강도보다 훨씬 낮지만, 외피가 과잉 설계된 것은 아니다. 이유는 세 가지이다. 첫째, 창문 모서리 옆과 체결구 열의 응력은 공칭값의 몇 배이다. 둘째, 같은 외피가 여압과 함께 비행 하중에 의한 굽힘과 전단도 견뎌야 한다(25.365(a)). 셋째, 그리고 동체 윗면과 옆면에서는 대개 이것이 결정적인데, 매 비행마다 한 번의 완전한 여압 사이클이 걸린다. 그러면 허용 응력은 정적 강도가 아니라 피로 균열의 발생과 성장으로 정해진다.

2.2.3 인증 기준이 실제로 요구하는 것

PHASE 1 §2.1.2는 "객실 차압 최대 8.0 psi, 안전계수 2.0, 보증 1.33배, 극한 2.0배, 피로 수명 최소 60,000 사이클"이라고 적고 있다. 이 책은 이 값들을 표준의 규칙으로 다루지 않는다.

• 최대 차압은 기종마다 다르다. 인증된 최대 고도와 제작사가 정한 객실 고도 스케줄에서 나오는 값이다. 객실 고도를 더 낮게 유지하는 신형 설계일수록 더 큰 차압이 필요하다. 레코드에는 8.0 psi를 가정하지 말고 해당 기종 문서의 실제 값을 담아야 한다. 예를 들어 metadata.maxPressureDifferential_kPa에 넣을 수 있다.
• 규제 계수는 인증 기준(certification basis)이 정한다. 운송용 비행기에 대해 25.365(d)는 다른 하중을 제외하고 최대 릴리프 밸브 설정 차압에 1.33을 곱한 하중을 구조가 견딜 것을 요구한다. 45,000 ft를 넘는 운용이 승인되는 비행기에는 1.67을 적용한다. 25.365(a)는 압력 하중을 비행 하중과 조합하도록 요구하며, 그 조합에는 25.303의 일반 안전계수 1.5가 여전히 적용된다. 명세의 "보증 1.33 / 극한 2.0" 조합은 규정이 아니라 어느 조직의 설계 관행으로 읽는 편이 맞다.
• 피로 수명은 보편적 최솟값이 아니라 설계 운용 목표이다. 유효 한계(limit of validity)는 기종별로 정해진다(제7장).

2.2.4 피로 하중으로서의 여압

비행 한 번은 지상-공중-지상 여압 사이클 한 번을 가한다. 그래서 동체 피로는 보통 비행 사이클로 세고, 날개 피로는 비행 시간과 돌풍 스펙트럼에 더 크게 좌우된다. WIA 레코드에서 동체 구간 부품은 비행 시간과 사이클을 모두 가져야 한다. 참조 타입 AircraftComponent에는 이를 위한 전용 필드가 없으므로, 이 책은 두 값을 metadata에 넣고(예: 제4장에서 쓰는 구성인 metadata.usage.cyclesSinceNew, metadata.usage.hoursSinceNew) 추가형 확장으로 제안한다. 추가형 확장이 PHASE 1 부속서 E의 스키마 진화 규칙에서 하위 호환을 깨지 않는 이유는 제4장에서 설명한다.

2.3 날개 박스와 꼬리 날개

2.3.1 날개 박스의 부재

운송기 날개의 주 하중 지지 구조는 닫힌 날개 박스(wing box)이다. 전방 스파와 후방 스파가 수직 벽을 이루고, 윗면·아랫면 외피 패널이 위아래를 이룬다. 스팬 방향 스트링거가 외피를 보강하고, 시위 방향 리브가 익형 형상을 유지하며 외피 패널의 좌굴을 막고 엔진 파일론·착륙장치·플랩 트랙 같은 집중하중을 박스로 끌어들인다. PHASE 1 §2.2.1은 리브 간격을 12–24 in로 제시하는데, 무리 없는 대표 범위이다. 앞전, 뒷전 플랩, 스포일러는 박스 바깥에 붙어 하중을 박스로 넘긴다.

2.3.2 굽힘과 비틀림

양력은 스팬을 따라 분포하므로 날개는 뿌리에서 굽힘 모멘트가 가장 큰 외팔보이다. 스파 캡과 보강된 외피가 보의 플랜지 역할을 한다. 양(위쪽) 굽힘에서는 윗면 외피가 압축을, 아랫면 외피가 인장을 받는다. 스파 웨브는 수직 전단을 담당한다. 양력 중심이 박스의 전단 중심과 일치하지 않으므로 날개는 비틀림도 받는다. 닫힌 얇은 벽 단면은 둘레를 따라 일정한 전단 흐름(shear flow)으로 비틀림에 저항한다(Bredt–Batho 관계).

q = T / (2 A)          전단 흐름, N/m
τ = q / t              두께 t인 벽의 전단 응력

예시: T = 500 kN·m, 둘러싼 면적 A = 2.0 m², 외피 t = 4 mm
q = 500 000 / (2 × 2.0) = 125 000 N/m
τ = 125 000 / 0.004     = 31 MPa

얇은 외피의 날개가 비틀림에 강한 것은 박스가 닫혀 있기 때문이며, 비틀림 강성은 플러터나 조종 역전 같은 공탄성 거동을 좌우한다. 따라서 날개 외피에 큰 개구부를 내면 별도의 해석이 필요하다.

2.3.3 윗면 외피와 아랫면 외피는 하는 일이 다르다

아랫면 외피는 주로 인장을 받으며, 피로 균열을 벌리는 것이 바로 인장이다. 그래서 파괴인성이 높고 균열 성장이 느린 합금, 전통적으로 2024-T3와 그 개량형 같은 2xxx 계열을 쓴다. 윗면 외피는 주로 압축을 받고, 압축에서는 균열이 닫히는 경향이 있다. 그래서 좌굴과 압축 항복에 저항하도록 가장 강한 7xxx 합금을 쓴다. 성질 비교는 §2.5에 있다. WIA 레코드가 있으면 검토자는 교체된 아랫면 외피 패널이 윗면용 합금으로 만들어지지 않았는지 확인할 수 있다.

2.3.4 꼬리 날개

수평 안정판은 피치 안정성과 트림을 제공하고 승강타를 단다(전가동식 꼬리에서는 안정판 자체가 조종면이다). 수직 안정판과 방향타는 쌍발기의 엔진 고장 상황을 포함하여 방향 안정성과 조종을 제공한다. PHASE 1 §2.3은 개념 설계 범위로 수평 꼬리 면적은 날개 면적의 15–20 %, 스팬은 날개 스팬의 25–30 %, 수직 꼬리 면적은 날개 면적의 10–15 %, 방향타는 수직 안정판 면적의 25–30 %를 제시한다. 이는 과거 항공기에서 나온 출발점일 뿐이다. 설계자는 보통 꼬리 용적 계수(꼬리 면적 × 모멘트 팔 ÷ 날개 면적 × 기준 길이)로 꼬리 크기를 잡고, 최종 크기는 안정성·조종·인증 조건에서 정해진다. 명세가 안정판에 대해 적은 "극한 ±3.75g"는 꼬리 하중을 정의하는 방식이 아니다. 꼬리 날개 하중은 인증 기준의 평형, 기동, 돌풍, 비대칭 하중 조건(예: 25.331, 25.351, 25.427)에서 나오며, 꼬리에 하중배수 하나를 곱해서 얻는 것이 아니다.

2.4 기동·돌풍 포락선(V–n 선도)

2.4.1 기동 하중배수

하중배수 n은 양력과 무게의 비이다. 정상 수평 비행에서 n = 1이고, 기수를 들거나 선회하면 더 커진다. V–n 선도는 등가 대기속도에 대한 제한 하중배수를 그려, 구조가 설계되어야 하는 경계를 표시한다. 운송용 비행기에 대해 25.337은 양의 제한 기동 하중배수를 다음과 같이 정의한다.

n = 2.1 + 24 000 / (W + 10 000)      W = 설계 최대이륙중량, lb
단, n은 2.5보다 작아서는 안 되며 3.8보다 클 필요는 없다

W가 50 000 lb를 넘으면 식의 값이 2.5보다 작으므로
운송기는 n = +2.5로 설계된다.

음의 제한: V_C까지 n = −1.0,
V_D에서 0이 되도록 선형 감소.
플랩 전개 시(25.345): 양의 제한 n = +2.0.

여기서 PHASE 1 §2.2.2에 대한 두 가지 정정이 나온다. 첫째, +2.5 제한은 "최대 착륙중량에서"의 값이 아니다. 식은 설계 중량으로 쓰여 있고, 구조는 설계 중량과 무게중심 위치의 전 범위에서 포락선을 만족해야 한다. 둘째, 명세의 극한값 +3.75는 1.5 × 2.5로서만 맞다. 일반 규칙은 극한하중이 제한하중에 안전계수 1.5를 곱한 값이라는 것이다(25.303). 25.305에 따라 구조는 제한하중에서 유해한 영구 변형이 없어야 하고, 극한하중에서 파손되지 않아야 한다. 후자는 최소 3초간의 정적 시험이나 검증된 해석으로 입증한다.

2.4.2 돌풍 하중: "50 fps"에서 조정 이산 돌풍으로

수직 돌풍은 받음각과 양력을 잠시 바꾸며, 하중배수 증분은 대기속도와 돌풍 속도가 클수록 커지고 날개 하중이 클수록 작아진다. 예전 규정은 "예리한 모서리(sharp-edged)" 유도 돌풍 속도를 썼고, 명세의 "순항 속도에서 50 fps"는 여기서 나왔다. 그 규정은 속도 V_B, V_C, V_D에서 각각 66, 50, 25 ft/s의 유도 돌풍 속도를 정했다. 현행 25.341은 이를 두 가지 해석으로 대체한다.

• 이산 돌풍(조정 돌풍, tuned gust). 돌풍은 1 − cos 형태인 U = (U_ds/2)·(1 − cos(π·s/H))를 가지며, 돌풍 경사 거리 H는 30–350 ft이다. 설계 돌풍 속도는 U_ds = U_ref·F_g·(H/350)^1/6이다. 기준 속도 U_ref는 V_C, 해면에서 56 ft/s EAS이고, 고도에 따라 줄일 수 있으며, V_D에서는 절반이 된다. F_g는 비행 프로파일 경감 계수이다. 이 해석은 동적 해석이다. 경사 거리를 범위 전체에 걸쳐 "조정"하면서 날개 굽힘과 엔진 관성을 포함한 유연한 항공기의 최악 응답을 찾는다.
• 연속 난류(25.341(b)). 유연한 항공기에 작용하는 무작위 난류를 파워 스펙트럼으로 다루는 통계적 해석이다.

날개와 엔진 지지 구조의 일부는 기동 포락선보다 돌풍 조건이 지배할 수 있으므로, "제한 하중배수" 필드 하나로는 날개 부품의 설계 하중을 나타낼 수 없다. StructuralAnalysis.appliedLoad는 임계 하중 케이스를 가리켜야 하며, 그 식별자는 해석 보고서에 있고 metadata.criticalLoadCase에 보관할 수 있다.

2.5 알루미늄 합금과 티타늄 합금

2.5.1 성질 비교

아래 표는 PHASE 1 §3의 데이터시트 값을 모으고 유도값 두 열을 더한 것이다. 무게가 중요한 구조에서는 대개 비강도(강도 ÷ 밀도)와 비강성(탄성계수 ÷ 밀도)이 재료 선정을 좌우한다. 명세의 값은 해당 제품 형태의 대표 성질이다. 인증 설계에는 통계에 근거한 허용값을 써야 하며, 금속의 허용값은 MMPDS 핸드북(Metallic Materials Properties Development and Standardization, MIL-HDBK-5의 후속)에 실려 있다. 이 허용값은 제품 형태, 두께, 결정립 방향에 따라 달라지며 여기 보인 대표값보다 낮다.

마지막 열은 설계자들이 일찍 배우는 사실을 보여 준다. 알루미늄, 티타늄, 강철의 비강성은 모두 약 25–26 MN·m/kg으로 거의 같다. 금속끼리 바꾸면 킬로그램당 강도는 달라지지만 킬로그램당 강성은 달라지지 않으므로, 강성이 지배하는 부품을 알루미늄에서 티타늄으로 바꿔도 무게 이득은 거의 없다. 이 비율을 움직이는 재료는 복합재(§2.6)와 알루미늄-리튬 합금이다.

2.5.2 2024-T3: 피로에 강한 합금

2024는 알루미늄-구리-마그네슘 합금이다(명세 기준 Cu 3.8–4.9 %, Mg 1.2–1.8 %, Mn 0.3–0.9 %). T3 질별은 용체화 처리 후 냉간 가공하고 자연 시효한 상태이다. 강도는 중간 정도이지만 파괴인성이 좋고(명세 기준 K_Ic ≈ 26 MPa√m) 피로 균열이 비교적 느리게 자란다. 이 조합은 동체 외피나 날개 아랫면 외피처럼 인장이 지배하고 손상 허용이 중요한 구조에 알맞다. 명세는 "10⁷ 사이클에서 피로 강도 140 MPa"를 제시한다. 알루미늄 합금에는 진정한 피로 한도가 없으므로 이 값은 정해진 사이클 수에서의 피로 강도이며, 이 점은 값을 저장할 때 중요하다(§2.7). 2024는 일반 내식성이 나쁘다. 그래서 판재는 보통 양면에 고순도 알루미늄 얇은 층을 접합한 클래드(clad) 상태로 공급되며, 여기에 화성 피막, 프라이머, 실런트로 추가 보호한다.

2.5.3 7075-T6: 고강도 합금과 부식상의 주의점

7075는 알루미늄-아연-마그네슘-구리 합금이다(Zn 5.1–6.1 %, Mg 2.1–2.9 %, Cu 1.2–2.0 %). 최대 시효 질별인 T6에서는 일반 알루미늄 합금 가운데 가장 강한 축에 들며, 압축이 지배하는 날개 윗면 구조, 스트링거, 프레임, 기계가공 피팅에 쓰인다. T6 질별은 특히 두꺼운 제품의 짧은 가로(short-transverse) 결정립 방향으로 하중을 받을 때 응력 부식 균열(SCC)에 취약하다. T73, T76 같은 과시효 질별은 강도를 일부 내주고 SCC 및 박리 부식 저항을 크게 높이며, 7050·7150·7055 같은 신형 7xxx 합금은 그 균형을 개선하려고 개발되었다. 질별이 부품의 운용 중 거동을 바꾸므로 "7075"만 적은 레코드는 불완전하다. 질별은 grade에 들어가야 한다.

2.5.4 알루미늄-리튬 합금

가장 가벼운 금속인 리튬을 알루미늄에 더하면 밀도는 내려가고 탄성계수는 올라간다. 대략 리튬 1 wt%마다 밀도는 몇 퍼센트 줄고 탄성계수는 그보다 더 크게 는다. 2050, 2099, 2198 같은 3세대 합금은 리튬 함량을 낮추고 공정을 정밀하게 다듬어, 오늘날 동체 외피, 스트링거, 바닥 구조, 날개 부품에 쓰인다. Al–Li는 PHASE 1 데이터시트에도, MaterialType 열거형에도 없다. 제4장은 이를 추가형 확장으로 메울 공백으로 다룬다.

2.5.5 Ti-6Al-4V와 빠진 강철

Ti-6Al-4V(Al 5.5–6.75 %, V 3.5–4.5 %)는 높은 비강도, 뛰어난 내식성, 고온에서의 쓸 만한 강도를 겸비한다(명세는 최대 사용 온도를 약 400 °C로 제시한다). 엔진 마운트와 파일론 구조, 고하중 피팅, 탄소섬유 복합재와 맞닿는 구조에 쓰인다. 젖은 탄소 적층판과 맞닿은 알루미늄은 갈바닉 부식을 일으키지만 티타늄은 그렇지 않다.

PHASE 1은 Ti-6Al-4V를 착륙장치 재료로 적고 있다. 일부 착륙장치 부품은 실제로 티타늄이지만, 많은 운송기 착륙장치의 주 하중 부재는 초고강도 저합금강(흔한 예가 300M)으로 만든다. 고하중 볼트와 작동기 부품에도 강철이 표준이다. 그런데 MaterialType 열거형에는 강철 값이 전혀 없어서, 강철 착륙장치 실린더는 아직 정확히 기록할 수 없다. titanium-ti6al4v나 범용 composite 같은 무관한 값을 고르면 유효해 보이지만 틀린 레코드가 만들어질 뿐이다. 열거형이 확장되기 전까지 정직한 방법은 구현자의 검증 계층이 그런 레코드를 거부하거나 적합 데이터 집합 밖에 보관하고, 빠진 재료를 §2.7의 확장 제안에 반영하는 것이다.

2.6 복합재

2.6.1 섬유와 기지

섬유 강화 복합재는 강하고 뻣뻣한 섬유와 고분자 기지(matrix)를 결합한 재료이다. 기지는 섬유를 제자리에 붙잡고, 섬유 사이에 하중을 전달하며, 섬유를 보호한다. PHASE 1 §3.2.1은 1차 구조에 쓰이는 계열을 설명한다. T700(표준 탄성) 또는 IM7(중간 탄성) 급 탄소섬유를 강인화 에폭시 기지에 넣어 120–180 °C에서 경화한 것이다. 명세가 제시한 섬유 인장강도 약 4,900 MPa와 탄성계수 약 230 GPa는 표준 탄성 섬유에 해당하는 수치이다. 일방향 플라이는 섬유 방향으로는 매우 강하고 뻣뻣하지만 섬유를 가로지르는 방향으로는 약하다. 가로 방향 강도와 면내 전단은 거의 전적으로 기지에 달려 있다. 적층 설계 전체가 이 이방성에서 출발한다.

2.6.2 적층판과 25/50/25 경험칙

플라이를 여러 각도로 쌓아 하중에 맞는 강성을 가진 적층판을 만든다. PHASE 1 §3.2.2는 준등방성 적층 순서 [45/0/−45/90]_s를 제시한다. 아래첨자 s는 순서를 중립면에 대해 대칭으로 반복한다는 뜻이며, 그 결과 45, 0, −45, 90, 90, −45, 0, 45의 여덟 플라이가 된다. 비율은 여덟 장 가운데 0° 두 장(25 %), ±45° 네 장(50 %), 90° 두 장(25 %)으로, 명세의 25/50/25 분배와 같다. 이 적층의 두 가지 성질을 알아 둘 만하다.

• 중립면에 대해 대칭: 면내 하중이 굽힘이나 뒤틀림을 일으키지 않는다(고전 적층 이론의 굽힘-인장 연성 행렬 B가 0이다). 경화 중 뒤틀림도 막아 준다.
• 균형: 모든 +θ 플라이에 짝이 되는 −θ 플라이가 있어, 면내 인장이 전단 변형을 만들지 않는다.

실제 구조가 정확히 준등방성 적층을 쓰는 경우는 드물다. 날개 외피는 주로 스팬 방향 하중을 받으므로 0° 플라이 비율을 높이고, 스파 웨브는 주로 전단을 받으므로 ±45° 플라이를 늘린다. 각 방향에 최소 비율의 플라이를 두는 것 같은 설계 지침은 예상치 못한 하중 케이스에 대비하고 층간 분리를 억제한다. 적층판의 성질은 플라이 수, 방향, 적층 순서에 달려 있다. 따라서 strength 숫자 하나는 그것을 측정한 적층 구성과 함께 있을 때만 의미가 있다.

2.6.3 경화, 유리전이, 고온-습윤 조건

열경화성 기지는 흔히 오토클레이브에서 열과 압력을 가해 경화한다. 유리전이온도 T_g(명세의 재료계는 170–220 °C)는 기지가 유리 상태에서 고무 상태로 바뀌어 강성이 급격히 떨어지는 온도이다. 에폭시는 운용 중 수분을 흡수하고, 수분은 T_g를 낮춘다. 그래서 복합재 허용값은 가장 가혹한 환경, 보통 수분이 포화된 시편을 고온에서 시험하는 "고온-습윤(hot–wet)" 조건에서 정한다. 최대 운용 온도는 데이터시트의 건조 T_g가 아니라 습윤 T_g보다 충분히 낮게 잡는다. 경화 기록에는 재료 배치, 실제로 수행한 경화 사이클, 증거 쿠폰이 포함된다. WIA 레코드에서 이 기록은 부품 일련번호의 추적성 사슬에 속한다.

2.6.4 허용값: A-기준, B-기준, 빌딩 블록

복합재 성질은 금속보다 산포가 크고 공정에 좌우되므로 설계값은 통계적으로 정한다. CMH-17 핸드북(Composite Materials Handbook-17)은 흔히 쓰는 기준을 다음과 같이 정의한다.

25.613은 같은 원칙을 모든 재료에 적용한다. 인증은 빌딩 블록 방식에도 기댄다. 쿠폰 시험을 많이, 요소·부분 구조 시험을 그보다 적게, 실물 크기 시험을 소수 수행한다. 기준을 밝히지 않은 레코드의 strength 값은 설계에 안전하게 쓸 수 없다. 그래서 §2.7은 기준을 명시하도록 요구한다.

2.6.5 충격 손상과 손상 허용

공구를 떨어뜨리거나 우박을 맞으면 탄소 적층판 내부가 층간 분리되면서도 표면에는 희미한 자국만 남을 수 있다. 이것이 육안으로 겨우 보이는 충격 손상(barely visible impact damage, BVID)이며, 압축 강도를 크게 떨어뜨릴 수 있다. FAA AC 20-107B(및 이에 대응하는 EASA AMC 20-29)는 손상을 범주로 나눈다. 범주 1은 정기 검사로 확실히 발견되지 않는 손상으로 BVID가 여기에 들며, 구조는 그런 손상을 지닌 채 전체 운용 수명 동안 극한하중을 견뎌야 한다. 범주 2는 정기 검사로 확실히 발견되는 손상으로, 구조는 발견되어 수리될 때까지 제한하중 수준을 견뎌야 한다. 더 높은 범주는 명백한 손상과 타이어 파열, 조류 충돌 같은 이산 원인 사건을 다룬다. 복합재 구조는 보통 시험으로 입증하는 "무성장(no-growth)" 손상 허용 방식을 따른다(제7장).

2.7 데이터시트에서 MaterialSpecification으로

2.7.1 필드

참조 SDK의 모든 AircraftComponent에는 MaterialSpecification 타입의 필수 필드 material이 있다. 여섯 필드와 단위는 다음과 같다.

density 행의 단위 불일치는 드러나지 않는 오류의 가장 유력한 원인이다. TypeScript 타입 주석은 kg/m³이고 PHASE 1은 g/cm³로 공표한다. 2.78이라는 값은 숫자 타입 검사를 통과하면서 1,000배나 틀린다. 검증기는 비현실적으로 낮은 밀도를 거부해야 한다. 제4장의 스키마는 하한을 500 kg/m³로 두며, 이 범위 검사로 단위 변환 오류를 잡을 수 있다.

2.7.2 2024-T3 외피 패널

다음 예시는 클래드 2024-T3 판재의 material 객체와, 여섯 필드에 담을 수 없는 추적성·기준 정보를 담은 metadata를 보여 준다. 값은 PHASE 1의 대표값이며 그렇게 표시해 두었다. 설계 허용값이 아니다. 부품번호, 일련번호, 인증서 참조는 가상의 것이다.

{
  "id": "cmp-fus-skin-0001",
  "type": "fuselage",
  "status": "production",
  "partNumber": "EX-5310-021-003",
  "serialNumber": "SP-000417",
  "manufacturer": "Example Aerostructures Ltd.",
  "manufacturingDate": "2026-03-18",
  "dimensions": { "length": 2400, "width": 1200, "height": 1.6, "weight": 12.8 },
  "material": {
    "type": "aluminum-2024",
    "grade": "2024-T3 clad sheet",
    "strength": 470,
    "fatigueLimit": 140,
    "density": 2780,
    "corrosionResistance": "low"
  },
  "inspectionHistory": [],
  "metadata": {
    "material.strengthMeaning": "ultimate tensile strength",
    "material.strengthBasis": "typical (PHASE 1 §3.1.1) - not a design allowable",
    "material.fatigueCycles": 10000000,
    "material.corrosionMappingRef": "ORG-QM-017 rev B",
    "material.specification": "customer-approved sheet specification, see CoC",
    "material.heatLot": "H-24-88172",
    "material.millCertificateRef": "MTR-2026-00931",
    "material.productForm": "sheet, 1.6 mm, clad both sides"
  }
}

corrosionResistance가 low인 것은 이 필드가 합금을 기술하기 때문이다. 이 패널을 보호하는 클래드와 표면 처리는 공정에 관한 사실이므로 부품의 공정 기록에 속한다. 무게 12.8 kg은 치수와 들어맞는다. 2.4 m × 1.2 m × 1.6 mm × 2,780 kg/m³ ≈ 12.8 kg이다. 검증기는 이 검사를 적은 비용으로 수행할 수 있다. 용해/로트 번호와 소재 시험 성적서(mill test report) 참조는 패널을 인증된 소재에 연결하며, 이것이 원소재 수준에서 말하는 "출생 이력(back-to-birth)" 추적성이다.

2.7.3 복합재 부품

복합재 부품에는 열거형이 거칠다. 선택지가 carbon-fiber 아니면 범용 composite뿐이다. 실제로 거동을 결정하는 정보, 곧 재료계, 적층 구성, 경화 기록은 grade와 metadata에 담아야 한다.

"material": {
  "type": "carbon-fiber",
  "grade": "IM7-class fibre / toughened epoxy prepreg, quasi-isotropic",
  "strength": 600,
  "fatigueLimit": 0,
  "density": 1580,
  "corrosionResistance": "high"
},
"metadata": {
  "material.strengthMeaning": "laminate tensile strength, 0° direction",
  "material.strengthBasis": "illustrative - replace with programme B-basis (hot-wet)",
  "material.fatigueLimitNote": "not applicable - no-growth approach, see test report",
  "laminate.stackingSequence": "[45/0/-45/90]s",
  "laminate.plyPercent": { "0": 25, "45": 25, "-45": 25, "90": 25 },
  "cure.batch": "PP-2026-0412",
  "cure.cycleRecordRef": "AC-CURE-7781",
  "cure.dryTg_C": 200
}

fatigueLimit을 0으로 두고 설명 메모를 붙인 것은 타협이다. 0은 물리적인 피로 한도가 아니다. 필드가 필수이기 때문에 넣은 값이며, 메모는 읽는 사람에게 이 값을 해석하지 말라고 알린다. 더 깔끔한 설계는 fatigueLimit을 선택 필드나 null 허용으로 바꾸는 것이고, 아래 확장 제안이 그렇게 한다. 또한 laminate.plyPercent는 +45와 −45를 따로 적는다는 점에 유의한다. 둘을 합치면 명세의 25/50/25 분배에서 ±45° 플라이 50 %가 된다.

2.7.4 검증 규칙과 확장 제안

참조 배포본의 CLI와 SDK는 재료 레코드를 검증하지 않는다. 제8장에서 설명하듯 CLI의 validate 명령은 현재 조건 없이 성공을 보고한다. 따라서 규칙은 구현자가 직접 작성해야 한다. 이 책이 쓰는 최소 규칙은 다음과 같다.

1. type은 유효한 열거값이어야 하고, grade는 비어 있지 않아야 하며 알루미늄 합금이면 질별을 포함해야 한다.
2. density는 해당 계열에 그럴듯한 범위(제4장 스키마는 500–20,000 kg/m³)에 있어야 한다. 이 규칙이 g/cm³ 입력을 잡아낸다.
3. strength는 양수여야 하고, metadata["material.strengthMeaning"]과 metadata["material.strengthBasis"]가 있어야 한다.
4. production 이후 상태의 부품에는 용해/로트 또는 배치 번호와 소재 인증서 참조가 있어야 한다.
5. 형상상 검사가 가능한 경우, dimensions.weight는 부피 × 밀도와 조직이 정한 허용 오차 안에서 일치해야 한다.

다음 부 버전에 제안하는 확장은 주요 부분이 추가형이므로 기존 레코드는 계속 유효하다. MaterialType에 강철(steel-low-alloy, steel-stainless), aluminum-lithium, aluminum-7xxx-other, thermoplastic-composite 값을 더한다. 선택 필드로 yieldStrength(MPa), elasticModulus(GPa), strengthBasis(A | B | S | typical), fatigueCycles, materialSpecification, heatLot를 더한다. fatigueLimit을 생략 가능하게 하는 것은 별개 문제다. 이 필드가 있다고 가정하는 소비자가 깨지므로 추가형 변경이 아니며(제4장이 expiryDate에 대해 든 것과 같은 이유), 주 버전에서 다뤄야 한다. 현재 필드를 강제하는 JSON Schema는 제4장에서 작성한다. 이런 제안이 부속서 H의 버전 정책을 거쳐 반영되는 과정은 제8장에서 설명한다.

2.8 요약

• 반모노코크 동체의 하중 경로는 가장 충실한 레코드가 필요한 주요 구조 요소를 가려낸다.
• 여압 응력은 σ_h = Δp·r/t를 따른다. 차압은 기종마다 다르며, 동체 설계는 대개 피로와 균열 성장이 지배한다.
• 운송기의 제한 하중배수는 +2.5/−1.0(25.337)이고 극한은 제한의 1.5배(25.303)이며, 돌풍은 "50 fps" 한 값이 아니라 25.341을 따른다.
• 재료 선택은 응력 상태와 환경을 따른다. 복합재 값에는 적층 구성, 환경, A/B 기준이 명시되어야 한다.
• MaterialSpecification은 kg/m³를 쓰고, 질별과 강도의 의미·기준을 밝히며, 용해/로트 인증에 연결된다. 열거형의 공백은 추가형 확장으로 메운다.