설계 단계에서 초음속/극초음속 항공기의 열 차폐 외피에 작용하는 정확한 음향 하중 예측의 한계로 인하여, 이러한 음향 하중 정보를 이용하여 피로수명을 정확하게 예측하는 것은 매우 어렵다. 열 차폐 외피에 작용하는 음향 하중은 시간 영역에서 측정하기 어렵고, 측정한 많은 양의 시계열 데이터를 해석에 직접 사용하기도 어렵기 때문에 일반적으로 위상 정보가 없는 옥타브 밴드폭 주파수(octave bandwidth frequency)의 SPL(sound pressure level)로 표현된다. 항공기 외피의 피로수명을 예측하기 위해서는 옥타브 밴드폭 SPL을 보간법을 이용하여 협대역 밴드폭(narrow bandwidth) PSD 또는 음향 하중 시계열 데이터로 계산해야하며, 사용하는 보간법에 따라 피로수명의 오차가 달라질 수 있다. 따라서 보간법으로 계산한 협대역 밴드폭 PSD 또는 음향 하중 시계열 데이터가 실제 음향 하중을 잘 모사하는지 확인해야한다. 뿐만 아니라, 열과 공력 하중에 의해 발생하는 구조물의 평균 응력을 고려한 피로수명 예측이 필요하다.
본 논문에서는 불규칙 열음향 복합하중을 받는 초음속/극초음속 항공기 열 차폐 구조 외피의 피로수명을 예측하기 위한 알고리즘을 제안하고, 수치적 연구와 실험적 연구를 통하여 예측 알고리즘의 타당성을 검증하였다.
제 2장에서는 초음속/극초음속 항공기 열 차폐 구조에 열 하중과 음향 하중을 분석하였다. 열 하중은 기존의 초음속/극초음속 항공기의 실제 비행 중에 측정한 열 하중을 분석하였다. 음향 하중은 공력에 의한 음향 하중과 엔진에 의한 음향 하중으로 구분하여 분석하였다. 초음속/극초음속 항공기 열 차폐 구조 외피의 피로수명을 예측하기 위해 옥타브 밴드폭 SPL 음향 하중을 협대역 밴드폭 PSD 또는 음향 하중 이력으로 변환하는 방법을 고찰하였다.
제 3장에서는 열 차폐 구조 외피의 구조 해석 기법을 정립하였다. 열적 후좌굴이 발생하는 구조물의 임계 온도 대비 열 하중의 크기에 따라서 구조 해석 조건을 설정하였으며, 각 구조 해석 조건에 따라 고려해야할 사항 및 한계점들을 분석하였다.
제 4장에서는 시간 및 주파수 영역에서 피로수명을 예측하는 기법들을 정리하였다. 먼저, 피로수명 예측을 위한 시간 및 주파수 영역 피로수명 예측기법에 대하여 정리하였다. 시간 영역에서는 다양한 진폭 및 횟수를 갖는 불규칙 응력 이력의 피로수명을 계산하기 위한 과정을 정리하였다. 주파수 영역에서는 응답 응력 PSD를 이용하여 주파수 영역 피로수명을 예측하기 위해 협대역 기반 주파수 영역 피로수명 예측기법(narrowband method)과 광대역 기반 주파수 영역 피로수명 예측기법(wideband method)을 정리하였다. 다양한 주파수 영역 피로수명 예측기법을 조사 하고 분석 하였다. 평균 응력을 고려한 피로수명을 예측하기 위해 다양한 피로 기준(fatigue criterion)을 조사하고 분석 하였다. 초음속/극초음속 항공기 열 차폐 구조 외피의 피로수명을 예측하는 알고리즘을 제안하였다.
제 5장에서는 피로수명 예측기법을 검증하기 위해 수치적 해석을 수행하였다. PSD의 형태에 따라 주파수 영역 피로수명 예측기법의 정확도가 달라지므로, 열음향 하중을 받는 초음속/극초음속 항공기 외피의 피로수명을 예측하기에 적합한 주파수 영역 피로수명 예측기법을 확인해야 한다. 따라서 다양한 형태의 옥타브 밴드폭 SPL 음향 하중을 시간 이력으로 변환하고, 시간 및 주파수 영역 예측 기법으로 피로수명을 예측하여 적합한 주파수 영역 피로수명 예측기법을 확인하였다. 열 차폐 구조의 얇은 외피는 열 하중에 의하여 평균 응력이 발생하므로, 이를 고려한 시간 및 주파수 영역 피로수명 예측 검증을 수행하였다.
제 6장에서는 주파수 영역 피로수명 예측 결과의 실험적 검증을 위하여 축소형 열음향 시험 장치를 이용하여 음향 시험과 열음향 시험을 수행하였다. 음향 시험에서 측정한 실제 음향 하중과 다양한 보간법으로 변환한 음향 하중 시계열 데이터를 비교하여 보간법에 따른 결과를 비교하였다. 실제 열 하중과 음향 하중을 받는 구조물의 피로수명을 예측하기 위해 열음향 시험 장치를 이용하여 열 하중 및 음향 하중을 받는 티타늄 시편의 동적 거동을 측정하고 해석적인 동적 거동 결과와 비교 분석 하였다. 그리고 시간 및 주파수 영역에서 예측한 피로수명 결과와 비교 분석하였다.

Thermal protection system(TPS) structures such as double-panel structures are used on the skin of the fuselage and wings to prevent the transfer of high heat into the interior of an high supersonic and hypersonic aircraft. The thin-walled double-panel skin can be exposed to acoustic loads by high power engine noise and jet flow noise, which can cause sonic fatigue damage. In addition, it is necessary to predict the fatigue life in consideration of the mean stress of the structure caused by heat and aerodynamic loads.
In this paper, the thermal and acoustic loads applied to the TPS structure of a supersonic/hypersonic aircraft were investigate, and a reliable method for generating time series data from octave bandwidth SPL was proposed. A finite element analysis technique different from the thermal load was proposed. The time and frequency domain fatigue life prediction methods were investigated and analyzed, and a fatigue life prediction methods considering the mean stress were proposed. The octave bandwidth SPL was converted to the narrow bandwidth PSD using various interpolation methods such as flat, log and linear scale, and the probabilistic characteristics and fatigue damage results were compared to numerically verify the fatigue life prediction method. It was found that average error of fatigue damage index by the log scale interpolation method was relatively small among three methods. To experimentally verify the fatigue life prediction method, acoustic tests and thermal-acoustic tests were performed using a thermal-acoustic apparatus. The octave bandwidth SPL was converted to the narrow bandwidth PSD using various interpolation methods, and the probabilistic characteristics and fatigue damage results were compared using the acoustic test results. If the acoustic load is dominant at the low frequency, it was confirmed that there was no significant effect according to the interpolation method. Using the thermal-acoustic test results, the fatigue life prediction results in the time and frequency domain were compared, and the frequency domain fatigue life prediction method considering the mean stress was verified.
Finally, it can be presented in this paper that an algorithm to predict the fatigue life of the supersonic/hypersonic aircraft TPS structure skin subjected to random thermal-acoustic loads.