복합재료 적층판 기계적 체결부 응력집중계수에 대한 고찰

권정식(Jeong-Sik Kwon),김진성(Jin-Sung Kim),이수용(Soo-Yong Lee) 한국항공우주학회 2013 韓國航空宇宙學會誌 Vol.41 No.3

복합재료 적층판 기계적 체결부 표준시험(ASTM D5961) 결과에 대하여 이론적 강도 계산 및 유한요소 해석결과를 비교한다. 응력집중계수를 산출하기 위하여 ASM Handbook의 금속 및 복합재료에 대한 산출식을 이용하여 실험 결과값과 비교한다. 형상학적 인자들과 체결방식(단일/이중 겹칩)에 따른 체결강도의 차이도 비교한다. 유한요소 해석에 있어, 복합재료 적층판의 기계적 체결부의 효율적인 유한요소 모델을 찾기 위해 몇 가지 유한요소 모델들과 실험 결과들을 비교한다. In this paper, the results of composite laminate mechanical joints test(ASTM D5961) are compared with the theoretical strength calculations and FEM analysis results. To calculate the S.C.F.(stress concentration factor) on joint strength, equations on metallic and composite materials in ASM Handbook used and compared with experimental results. The difference of joint strength are compared by geometrical parameters and joining types(single/double lap joint). In FEM analysis, to find efficient FEM model on composite laminate mechanical joint, several FEM models are compared with experimental test results.

첨단복합재료 적층판의 인장 파손특성 시험적 평가

이명건(Myoung Keon Lee),이정원(Jeong Won Lee),윤동현(Dong Hyun Yoon),김재훈(Jae Hoon Kim) 대한기계학회 2017 大韓機械學會論文集A Vol.41 No.10

최근 선진항공사에서는 항공기 복합재 구조의 변형률을 평가할 때 적층판 파손이론을 사용한다. 적층판 파손이론은 복합재 구조평가에 적층판의 파손변형률을 사용한다. 본 논문은 적층판 인장파손특성의 시험적 평가 절차를 보여준다. 시험적 평가는 회귀분석법(regression analysis method)을 사용하였다. 회귀분석은 적층판의 파손변형률을 응답변수로 하고 적층판 내 0°, ±45°층의 비율을 회귀변수로 하는 방법이다. 본 논문에 사용된 복합재료는 177°C(350°F)에서 경화되는 Carbon/Epoxy UD Tape 프리프레그이다. 시편은 0°, +45°, -45° 및 90°층으로 적층된 14 종류의 노치없는 적층판으로 총149개 시편으로 구성하였다. 시험방법은 ASTM-D-3039 규정을 사용하였다. In recent years, major airplane manufacturers have been using the laminate failure theory to estimate the strain of composite structures for airplanes. The laminate failure theory uses the failure strain of the laminate to analyze composite structures. This paper describes a procedure for the experimental assessment of laminate tensile failure characteristics. Regression analysis was used as the experimental assessment method. The regression analysis was performed with the response variable being the laminate failure strain and with the regressor variables being two-ply orientation (0° and ±45°) variables. The composite material in this study is a carbon/epoxy unidirectional (UD) tape that was cured as a pre-preg at 177°C(350°F). A total of 149 tension tests were conducted on specimens from 14 distinct laminates that were laid up at standard angle layers (0°, 45°, -45°, and 90°). The ASTM-D-3039 standard was used as the test method.

수분흡수환경에 노화된 항공기 복합재료 적층판의 물성변화 평가

이후관,권혁,박상윤,최원종,최홍섭,이상철,정기모 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.4

항공기에 적용되는 복합재료 적층판은 운항 중 다양한 환경조건에 노출된다. 특히, 고온·다습 환경(Hygrothermal environments)에서의 복합재료 적층판은 수분과 외부온도에 의해 급격한 물성저하를 보이는 것으로 보고되고 있다. 본 연구에서는 항공용 탄소섬유/에폭시 복합재료 적층판을 70 ℃/95 % R.H. 환경에서 1,050 시간동안 수분흡수 모사시험을 수행한 후, 섬유함유율과 기공률, 유리전이온도의 물리적 물성변화를 관찰 하였다. 또한 기계적 물성을 평가하기 위해 층간전단실험을 수행하였다. 그 결과 수분흡수 환경에서 노화시간이 길어짐에 따라 적층판 밀도와 유리전이온도의 감소를 관찰할 수 있었으며, 섬유와 기지재 간 계면의 열화가 층간전단강도의 감소에 기여하는 주요 요인임을 알 수 있었다. The effect of moisture absorption on long-term hygrothermal behaviors of carbon fiber reinforced composite laminates has been studied. The composite laminates were exposed to a hot/humid environments(70 ℃/95 % R.H.). The resulting behaviors of degradation due to moisture absorption aging were evaluated by the tests for physical(cured laminate density, fiber/void volume fraction, glass transition temperature and thermal expansion) and interlaminar shear strength which were highly affected by those types of aging. Most properties of composite laminates after exposure were shown to decrease according to exposure time. The fractography observations indicate that the low strength interfacial adhesion failure as a result of the loss of fiber/matrix interface integrity is the dominant factor in the degradation of mechanical properties.

유리섬유 부직포 사용에 따른 복합재의 기공률 및 물성에의 영향 분석

이지석,유명현,김학성 한국복합재료학회 2022 Composites research Vol.35 No.1

In this study, when the carbon fiber composite was manufactured, the correlation between the porosity and mechanical properties according to the number of glass fiber felts laminated together and the stacking sequence was confirmed. The carbon fiber composite was manufactured by stacking glass fiber felts, which are highly permeable materials, and using vacuum assisted resin transfer molding (VARTM). Porosity was measured by photographing the cross-section of the specimen with an optical microscope and then using porosity calculation code of MATLAB, and mechanical properties were measured for tensile strength, modulus by tensile test. Furthermore, Pearson correlation coefficient between porosity and mechanical properties was calculated to confirm the correlation between two variables. As a result, the number of glass fiber felt increased and the distance from the center of laminated composites increased, the porosity increasing were confirmed. In addition, tensile strength/modulus showed a weak positive correlation with porosity. Also, in order to confirm the effect of only porosity on tensile strength and modulus, mechanical properties calculated by CLPT (Classical Laminate Plate Theory) and experimental values were compared, and the difference in tensile strength showed a strong positive correlation with porosity and the difference in modulus showed a weak positive correlation with porosity. 탄소섬유 복합재를 제작하였을 때, 함께 적층 되는 유리섬유 부직포 개수 및 적층 순서에 따른 기공률과 기계적 물성 간의 상관관계를 확인하였다. 탄소섬유 복합재는 고 투과성 물질인 유리섬유 부직포를 함께 적층 하여 진공 수지 이송 성형 법(vacuum assisted resin transfer molding, VARTM)을 통해 제작하였다. 기공률은 시편의 단면을 광학현미경으로 촬영 후 MATLAB의 porosity calculation code를 통해 측정하였고, 기계적 물성은 인장시험을 통해 인장 강도 및 인장 강성, 굽힘 강도, 굽힘 강성을 측정하였다. 또한, 기공률과 기계적 물성 간의 상관관계를 확인하기 위해 두 변수간 Pearson correlation coefficient 계산하였다. 결과적으로 유리섬유 부직포의 개수가 증가할수록, 적층 시 중심에서 멀어질수록 기공률이 증가하는 것을 확인할 수 있었다. 또한, 인장 강도 및 인장 강성은 기공률과 약한 양의 상관관계를 보였다. 또한, 인장 강도 및 강성에 기공률만이 미치는 영향을 확인하기 위해 고전 적층 판 이론으로 계산한 기계적 물성과 실험값을 비교하였으며, 인장 강도의 차이는 기공률에 강한 양의 상관관계를 인장 강성은 약한 양의 상관관계를 보였다.

고층빌딩 경량화를 위한 첨단 복합신소재 슬래브에 관한 연구

한봉구,석준호 한국복합신소재구조학회 2011 복합신소재구조학회 학술발표회 Vol.2011 No.04

대형구조물 설계 건설시 가장 큰 제한 조건은 모든 건설재료에는 치수의 한계가 있다. 따라서 본 논문 에서는 고전 보 이론에 의하여 단순 지지된 비등방성 슬래브의 처짐값을 구한 후 그 값을 비교 하였고, 특별 직교이방성 판 이론에 의하여 콘크리트와 샌드위치 교량의 물성을 비교하여 그 결과에 따른 처짐비와 강성값을 비교하였다. 경계조건은 임의의 경계조건을 갖는 판에 대한 해석해가 없기 때문에 부득이하게 네변이 모두 단순지지 되었을 경 우로 해석을 하였고 복합재료의 인장강도는 콘크리트나 강재보다 훨씬 높으므로 비교대상은 처짐으로 하였다. 즉, 철근 콘크리트와 동일하거나 작은 처짐을 일으키는 몇 가지 샌드위치판을 선택하여 고려하였다. For each construction material used, there is certain theoretical limit in sizes. For tall building construction, the reduction in slab wheight is the first step to take in order to break such size limits. In this paper, the feasibility of such objective is proven and given by numerical analysis result. For a typical building salb, both concrete and andvanced composite snadwich panels are considered. The concrete slab is treated as a special orthotropic plate to obtain more accurate result. For each panel, the deflection under the dead and live loads is compared, since both tensile and compressive strengths of the composites are far more higher than those of concrete. All types of snadwich panels considered, except one case, have weights less than one tenth of that of reinforced concrete slab, with deflections less than that of the concrete slab.

이방성 적층복합재 구조에서 AE 발생원 위치표정을 위한 실용적인 방법

김정곤,권오양,강용규 한국비파괴검사학회 2003 한국비파괴검사학회지 Vol.23 No.3

이방성 복합재료 적층판에서는 섬유의 배열방향에 따라 탄성계수가 변하므로 속도가 섬유의 방향성에 의존하게 된다. 등방성 속도를 기준으로 도달 시간차를 측정하는 전통적인 2차원 음향방출 위치표정 방법을 그대로 적용할 경우 위치표정의 오차가 매우 커지며, 그 과정이 복잡해지는 것을 피할 수 없다. 본 연구에서는 위치표정의 대상이 되는 관심영역(ROI)를 마치 유한요소법에서 사용하는 메쉬(mesh)처럼 적절한 크기의 정사각형 요소로 나눈 뒤, 각각을 가상의 AE 발생원으로 간주하였으며, 모든 요소에 대해 이방성을 고려한 속도를 기준으로 각 센서와의 도달시간차를 구하였다. 실험적인 검증을 위하여 알루미늄 박판 및 복합재료 적층판에 대해 0부터 90까지의 속도를 측정하고 위치표정을 실시함으로써 이방성 적층복합재로 이루어진 실제 구조물에서의 실시간 활용 가능성을 확인하였다. Since the velocity is dependent on the fiber orientation in anisotropic composites, the application of traditional acoustic emission(AE) source location techniques based on the constant velocity to composite structures has been practically impossible. The anisotropy makes the source location procedure complicated and deteriorate the accuracy of the location. In this study, we have divided the region of interest(ROI) into a set of finite elements, taken each element as a virtual source, and calculated the arrival time differences between sensors by using the velocities at every degree from 0 to 90. The calculated the experimentally measured values of the arrival time difference are then compared to minimize the location error. The results from two different materials, namely AA6061-T6 and CFRP(uni-directional; UD, [0]_32) laminate confirmed the practical usefulness of the proposed method.

복합재료 제조공정 2 : 유리섬유/탄소섬유 강화 비대칭 하이브리드 복합재의 스프링 백 예측

정우균 ( Woo Kyun Jung ),안성훈 ( Sung Hoon Ahn ),원명식 ( Myung Shik Won ) 한국복합재료학회 2005 한국복합재료학회 학술발표대회 논문집 Vol.- No.1

새로운 z-피닝 기술로 제작된 복합적층판의 내충격 특성

최익현(Ik-Hyeon Choi),안석민(Seok-Min Ahn),염찬홍(Chan-Hong Yeom),황인희(In-Hee Hwang),이대성(Dae-Sung Lee) 한국항공우주학회 2009 韓國航空宇宙學會誌 Vol.37 No.7

본 논문에서는 복합적층판의 취약한 층간 특성을 보강할 수 있는 z-피닝 기술에 대하여 기존에 알려진 방법들을 소개하고, 최근 저자에 의하여 제안된 새로운 방법을 소개하였다. 새로운 방법을 적용하여 시제작된 z-피닝 시편들에 대하여 충격시험을 수행하고, 충격손상 영역을 측정하였다. z-피닝 기술이 적용되지 않은 일반 복합재 시편에 대해서도 동일한 시험을 수행하고, 두 결과를 서로 비교하였다. 결과적으로 새로운 z-피닝 기술은 기존의 기술에 비하여 양산에 적용하기가 매우 유리한 장점이 있으며, 새로운 z-피닝 기술이 적용된 복합적층판 시편들의 내충격 특성이 확실히 향상되고 있음을 알 수 있었다. In this paper, conventional z-pinning technology which can be used to reinforce inter-laminar property of laminated composites is introduced and new z-pinning technique recently proposed by author is also introduced. On some trial specimens manufactured by the new z-pinning technique, the low-velocity impact test was performed and impact damage area was measured. Similar impact test was performed on normal composite laminate specimens and those test results were compared to each other. Consequently, it can be seen that the new z-pinning technique is more useful in applying to mass production of z-pinned composite laminate structures than the conventional techniques and some clear improvement on impact resistance of z-pinned composite laminates manufactured by the new z-pinning technique is observed.

회귀분석법에 의한 복합재료 적층판의 압축파손강도 개발

이명건(Myoung Keon Lee),이정원(Jeong Won Lee),윤동현(Dong Hyun Yoon),김재훈(Jae Hoon Kim) 대한기계학회 2016 大韓機械學會論文集A Vol.40 No.10

본 논문에서는 회귀분석법(regression analysis method)을 사용하여 개발된 복합재 적층판의 압축 파손강도값을 수록하였다. 본 논문에 사용된 복합재료는 350°F(177℃)에서 경화되는 Carbon/Epoxy UD Tape 프리프레그(Cycom G40-800/5276-1)이며 운용온도 범위는 -60°F~+200°F(-55℃~+95℃)이다. 시편은 0°, +45°, -45° 및 90°층으로 적층된 8종류의 노치없는 적층판으로 총 56개 시편으로 구성하였다. 시험방법은 ASTM-D-6484 규정을 사용하였다. 적층판의 압축 파손강도값은 적층판 내 0°와 ±45°층의 적층비율을 변수로 하는 회귀 분석법(regression analysis method)을 사용하여 획득하였다. This paper provides the compressive failure strength value of composite laminate developed by using regression analysis method. Composite material in this document is a Carbon/Epoxy unidirection(UD) tape prepreg(Cycom G40-800/5276-1) cured at 350°F(177℃). The operating temperature is –60°F~+200°F(-55℃~+95℃). A total of 56 compression tests were conducted on specimens from eight (8) distinct laminates that were laid up by standard angle layers (0°, +45°, –45° and 90°). The ASTM-D-6484 standard was used for test method. The regression analysis was performed with the response variable being the laminate ultimate fracture strength and the regressor variables being two ply orientations (0° and ±45°).

회귀분석법에 의한 복합재료 적층판의 인장 파손특성 분석

이명건(Myoung Keon Lee),오광근(Kwang Keun Oh),김재훈(Jae Hoon Kim) 대한기계학회 2015 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2015 No.11

Failure theory that is widely used in composit structure is first ply failure. It regards failure of a ply as laminate failure. This theory predicts correct failure by using strength characteristic of lamina. but, It is leading to conservative results because laminate can endure force when failing a lamina. Recently, advanced airline uses laminate failure theory that estimate strain of composit structure for airplanes. It is important to get value of mechanical fracture characteristic for the entire range of applicable layups (percentage of 0°, +/-45° and 90° plies) before appling laminate failure theory. This paper contains the results of tensile failure characteristics developed by using regression analysis method. The regression analysis is performed with the response variable being the laminate ultimate fracture strength and the regressor variables being two ply orientation(0° and ±45°) variables. Composit material is a 350°F(177°C) cured, carbon fiber reinforced plastic(CFRP) composite material system that incorporates an epoxy resin. The specimens used in this paper is designed with plies oriented only in four standard orientation of 0°, +45°, -45° and 90°. All specimens contain a minimum of 10% plies in each of the 0°, +45°, -45° and 90° orientations, thus ensuring that all test experienced a fiber failure mode without significant non-linearities in the load-strain response. A total of 149 tension tests were conducted on specimens from 14 distinct laminates and 3 material batches. ASTM-D-3039 was used for test method