PURPOSES : Previously, airport concrete pavement was designed using only aircraft gear loading without consideration of environmental loading. In this study, a multiple-regression model was developed to predict maximum tensile stress of airport concrete pavement based on finite element analysis using both environmental and B777 aircraft gear loadings. METHODS: A finite element model of airport concrete pavement and B777 aircraft main gears were fabricated to perform finite element analysis. The geometric shape of the pavement, material properties of the layers, and the loading conditions were used as input parameters for the finite element model. The sensitivity of maximum tensile stress of a concrete slab according to the variation in each input parameter was investigated by setting the ranges of the input parameters and performing finite element analysis. Based on the sensitivity analysis results, influential factors affecting the maximum tensile stress were found to be used as independent variables of the multi regression model. The maximum tensile stresses predicted by both the multiple regression model and finite element model were compared to verify the validity of the model developed in this study. RESULTS: As a result of the finite element analysis, it was determined that the maximum tensile stress developed at the bottom of the slab edge where gear loading was applied in the case that environmental loading was small. In contrast, the maximum tensile stress developed at the top of the slab center situated between the main gears in the case that the environmental loading got larger. As a result of the sensitivity analysis and multiple regression analysis, a maximum tensile stress prediction model was developed. The independent variables used included the joint spacing, slab thickness, the equivalent linear temperature difference between the top and bottom of the slab, the maximum take-off weight of a B777 aircraft, and the composite modulus of the subgrade reaction. The model was validated by comparing the predicted maximum tensile stress to the result of the finite element analysis. CONCLUSIONS : The research shown in this paper can be utilized as a precedent study for airport concrete pavement design using environmental and aircraft gear loadings simultaneously.

아스팔트 포장 신설 및 절삭 덧씌우기 포장 시 아스팔트층 층간 부착은 포장수명에 중요한 요소로서, 층간 부착을 위한 택코트 불량으로 인한 포장 경계면의 접착력 부족은 밀림, 신․구포장층의 분리, 조기 피로균열, 포트홀 등 파손을 유발하며 포장수명을 감소시킨다(Donovan 등, 2000; Ozer 등 2008, 조문진, 2013). 또한 층간 비 접착은 포장 공용수명을 60% 단축시키고(Roffe and Chaignon, 2002), 접착력 10% 손실은 포장수명의 50%를 단축시킨다(King and May, 2006). 택코트의 품질관리를 위해 미연방항공청에서는 시공 온도(기온 10℃ 이상), 살포량(0.2∼0.5 ) 기준을 권고하고 있으며, 도로공사표준시방서(국토부, 2016)에서는 택코트 재료 품질기준(제조 후 60일 이내), 시공 온도(기온 5°C 이상), 살포량(0.3∼0.6 ) 등을 규정하고 있으며, 살포량은 시험시공을 통해 결정하도록 권고하고 있다. 현재 아스팔트 덧씌우기포장 시 사용하는 접착강도의 기준이 없는 실정으로 도로분야에서는 KS F 4932 교면용 도막 방수재의 접착강도 기준을 준용하여 사용하고 있는 실정이다. 그리고 택코트 재료별 살포량 0,0, 0.2, 0.4, 0.6, 0.8에 따른 인장강도 및 전단강도 분석결과(조문진, 2013), 콘크리트 포장 위 아스팔트 포장의 경우 모든 유화아스팔트 재료에서 살포량 0.4일 경우 가장 높은 전단접착강도를 나타냈으며, 인장접착강도는 0.4∼0.6에서 최대값을 보였다. 또한 아스팔트 포장 위 아스팔트 덧씌우기의 경우 인장강도는 1.0∼1.6MPa, 전단강도는 살포량 0.4에서 최대 인장 및 전단 접착강도를 나타냈다. 공항에서의 아스팔트 층의 접착력 또한 기준이 없는 실정으로, KS F 4932 교면용 도막 방수재의 접착강도 기준 준용 대신 항공기 바퀴의 수평하중을 고려한 접착강도 확보가 필요할 것이다. 항공기 움직임 후 정지시 발생하는 수평하중을 층 간 전단력으로 환산하여 이를 만족하는 전단강도를 발현하는 살포량을 공항 아스팔트 포장에서의 택코트 살포량 기준으로 삼는 것을 연구 목표로 항공기 대표 기종별 전단력을 <표 1>과 같이 환산하였다. <표 1>과 같이 항공기 수평하중에 의한 전단력을 대표기종별로 분석한 결과 0.41∼0.52MPa 분포를 보였으며, 이는 KS F 4932 교면용 도막 방수재의 접착강도의 전단접착강도 기준 0.15MPa 보다 훨씬 높은 값을 보인 것이다. 택코트 살포량에 따른 접착특성 분석(조문진, 2013)의 결과에 비추어 볼 때 항공기 수평하중에 의한 전단력을 만족할 수 있는 경우는, 콘크리트 포장 위 아스팔트 포장에서는 급경성 유화아스팔트 재료만 만족하며 0.3 이상부터 기종별 최대 전단력인 0.52Mpa를 만족하며 약 0.4에서 최대값을 나타내다. 아스팔트 포장 위 아스팔트 포장의 경우 일반 유화아스팔트에서도 0.2∼0.8 살포량 전구간에서 전단강도 0.8MPa 이상을 보이고 있고, 0.4 이상부터 최대 인장강도를 보이고 있다. 따라서 공항에서의 택코트 적정 살포량은 기상 및 현장 여건에 따라 다를 수 있으나 0.4이 적정한 것으로 판단된다. 또한 본 연구에서는 공사 현장에서의 택코트 살포량 관리를 위해 0.4 만족하는 차량형 디스트리뷰터 속도 시험을 실시하였다. 시험종이를 깔아 택코트 시공 전 후 무게 차로 포설량을 측정하였으며, 10, 20, 30km/hr 차량속도로 살포량을 측정한 결과 10km/hr에서 0.4.0∼0.42의 살포량이 측정되어 디스트리뷰터 적정속도는10km/hr로 판단된다.

현재 지하에 매설되는 암거는 현장타설 형태보다 품질확보 및 유지관리에 우수하고, 특히 시공연장이 긴 경우 공기단축에 유리한 PC(Precast) 암거형태가 주로 시공되고 있다. 이러한 PC암거가 연약지반 위에 시공되거나 성토·절토 변곡부에 시공되는 경우 등 다양한 시공환경에 따라 배수암거의 부등침하가 예상될 수 있다. 이러한 부등침하가 발생되면 구조물에 균열 및 변형이 유발될 뿐만 아니라 나아가 구조물의 붕괴까지 초래할 수 있지만 실제 PC암거 구조물의 부등침하를 고려한 실험적인 연구나 평가는 어려운 실정이다(신창순, 2008). 따라서 PC암거 부재의 설계시 토피의 변화, 지반 및 하중조건 등 실제 시공조건을 면밀히 고려한 구조검토가 필요하다. 또한 도로에 작용하는 차량 활하중과 달리 일반적으로 항공기 활하중은 메인기어 각하중에 대한 접지폭에 따라 활하중을 산정하며(이경환, 2004), 이러한 Kogler의 근사해법에 따라 계산된 항공기의 하중 재하 구조는 일반적으로 암거의 매설깊이(토피고)가 증가함에 따라 비례하는 고정하중이나 토압과는 달리 <그림 2>와 같은 분포양상을 보이게 된다. 따라서 토피변화에 따른 항공기 하중에 대한 분포 특수성을 고려하여, PC암거의 구조안전성을 확보하는 것이 더 합리적인 부재설계가 될 수 있다. 본 연구에서는 설계항공기(b747-400)에 적합한 PC암거 부재설계를 위하여 범용 유한요소해석 프로그램인 Midas 2017를 이용하여 3D 구조해석을 수행하고, 토피 변화에 따른 항공기 하중분포를 적용하여 PC암거의 응력변화를 분석하였다. 분석결과, 지중에 매설되는 암거는 기타요인(콘크리트의 건조수축, 온도하중, 지반반력계수)에 의한 응력변화보다 토피고에 따른 항공기 활하중 분포<그림2>에 따라 응력변화가 주로 발생하게 된다. 특히 토피고 0.6m∼1.6m인 구간에서 항공기 활하중이 민감하게 변화되고, 1.6m 이상인 경우부터 토피고와 거의 반비례하는 것을 볼 수 있다. 따라서 항공기 활하중이 재하되는 PC암거 시공현장에서 토피고가 0.6m에서 1.6m사이 변화되는 구간에 PC암거 단면을 시공할 경우에는 최대 토피고를 고려하여 설계하기보다는 항공기하중이 최대인 지점에서의 하중을 고려하여 단면을 설계하는 것이 적정할 것으로 판단된다.