일방향 탄소섬유 복합재 시편의 충격손상 및 충격 후 압축강도 해석

하재석,김민성,주영식,조창민 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.4

본 연구에서는 일방향 탄소섬유 복합재 시편에 대한 충격손상 해석 및 충격 후 압축강도 해석을 수행하였다 일반적으로 복합재의 파손거동은 기지균열, 섬유파손, 층간분리 등과 같은 손상이 단층에서 적층판 수준까지 복합적으로 나타나기 때문에 섬유/기지/단층/적층판의 손상과 파손을 점진적으로 예측할 수 있는 점진적 파손해석(Progressive Failure Analysis, PFA)을 사용하였다. 충격해석으로부터 적층판의 접촉하중, 충격에너지, 변위, 충격손상에 대한 해석결과를 나타내었다. 충격해석 결과를 이용하여 압축해석을 수행하였으며 그 결과로부터 충격 후 압축강도를 산출하였다. 모든 해석결과는 동일한 조건의 시험결과와 비교하여 해석결과의 타당성을 확인하였다. Impact damage and compression after impact analyses were conducted for the uni-directional carbon fiber composite specimens. Progressive failure analysis(PFA) method which can simulate progressively the damage and failure of fiber/matrix/ply/laminate was used because the composite failure behavior includes multiple matrix cracking, fiber failure, delamination, etc. from ply level to laminate level. Impact analysis results showed the contact force, impact energy, deformation, impact damage of the composite specimens. Compression analyses were conducted with impact analysis results, and the compression after impact strengths were calculated from the compression analysis results. All analysis results were compared to test results and the validity of analysis results was verified.

의사등방성 CFRP 적층판의 충격손상과 잔류강도에 미치는 고온환경의 영향

나승우,양인영 朝鮮大學校 機械技術硏究所 1998 機械技術硏究 Vol.1 No.1

본 연구에서는 고온하에서 의사등방성 CF/EPOXY 적층판이 이물충격손상을 받을때 충격에너지의 크기와 잔류굽힘강도와의 관계 및 충격에너지의 크기와 잔류강성계수와의 저하관계를 고찰하여 온도의 변화가 CFRP 적층재의 충격손상에 어떤 영향을 미치는가를 실험적 관계에서 고찰하였다. 상온에서는 충격손상에 의한 잔류강도 저하현상은 거의 없으나 시험편의 표면온도가 상승함에 따라 잔류강도는 저하하였다. 고온하에서 충격손상에 의한 굽힘강도 잔류계수 역시 충격면이 인장을 받은 경우가 충격면이 압축을 받는 경우 보다 작았으며, 굽힘강성 잔류계수는 온도변화 및 충격손상에는 상관없이 거의 일정하였다. This study deals with the effects of impact damages of CFRP laminates with respect to temperature changes through an observation of the interrelations between the impact energy vs. residual rigid modulus when the quasi-isotropic CFRP laminates are subjected to FOD (Foreign Object Damage) In the room temperature, the decreasing of the residual strength didn't generate by the impact damages. Also, with raising the specimen temperatures, the residual strength decreased for both the unimpacted specimen and the specimen subjected to impact damages. In the specimen of quasi-isotropic CF/FPOXY(〔0° 2/90°2/45° 2/-45°2〕sym), the decreasing for impact damage and the temperature change didn't occur in the case of the tension side of the impact surface than in compression side, In the case of impact surface under the tension, it was found that a buckling of local delamination was generated at the time the delamination section (F interfaces) was subjected to the compression. The CF/EPOXY specimen of quasi-isotropic laminates shows that the retention factors of bending strength is lower in the tension side of the impact surface than in the compression side. Bending stiffness retention factor remains almost constant irelevant to the temperature changes and the magnitude of impact damages.

충격손상을 받은 항공기용 복합재료의 잔류강도 변화에 따른 피로수명 특성 평가

최정훈(Jung Hun Choi),강민성(Min Sung Kang),박홍선(Hong Sun Park),구재민(Jae Mean Koo),석창성(Chang Sung Seok) 대한기계학회 2010 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2010 No.4

섬유강화 복합재료는 비강도, 비강성 등의 우수한 기계적 성질로 인하여 경량화가 요구되는 항공우주분야를 중심으로 그 사용이 급격하게 증가되고 있다. 그러나 이러한 분야에 사용되는 복합재료는 두께방향의 강도가 부족한 구조적 특성 때문에 외부 물체의 충돌로 인한 충격에 의한 영향이 크며 또한 이러한 손상이 발생한 상태에서 계속되는 운항에 의하여 피로하중을 받게 된다. 충격손상을 받은 복합재료에 피로하중이 작용할 경우 잔류강도의 저하에 따라 피로수명은 현저히 감소되지만 피로수명에 미치는 충격손상의 영향과, 이를 고려한 피로수명 예측모델은 그 중요성에도 불구하고 명확하게 제시되지 못하고 있는 실정이다 따라서 본 연구에서는 충격손상을 받은 복합재료의 피로수명을 평가할 수 있는 기존의 수명예측 모델을 검토한 후, 잔류강도변화에 따른 피로수명의 변화를 검토하고자 한다. As fiber strengthening composite material makes aerospace field that light finishing material by excellent mechanical properties of strength to weight ratio, nasal cavity gender etc.. is required the center, the use is increased sharply. But, because of structural special quality that composite material that is used in these field lacks strength of thickness direction, when damage that effect by impact by collision of outside object is big and also is such happens, receive fatigue load by continued service. In case of fatigue load interacts to composite material that receive impact damage, fatigue life is reduced remarkably according to decline of retained strength, but it is real condition that fatigue life estimate model who consider effect of impact damage and this getting in fatigue life is not presented definitely in spite of the importance. Therefore, in this research, 1 wish to verify through fatigue test after examine fatigue life estimate model who can estimate given amplitude load trousers fatigue life to composite material that receive impact damage. Also, I wish to examine change of fatigue life by change of retained strength after impact.

보강재 본딩접합 복합재 적층판구조 피로손상 균열진전 수명예측에 대한 연구

권정호 ( Jung Ho Kwon ),정성문 ( Seong Moon Jeong ) 한국복합재료학회 2013 Composites research Vol.26 No.2

본 연구에서는 적층판 시편의 피로손상 균열진전 시험결과와 적층보강판 구조의 응력강도 해석결과를 기초로 충격손상을 모사한 원공과 노치손상을 내재한 보강재 본딩접합 적층보강판 구조의 피로손상 균열진전 수명예측에 대하여 고찰하였다. 그리고 적층보강판 구조시편에 대한 손상허용 시험결과와 손상진전 수명예측 해석결과를 비교 분석한 결과 손상균열 길이 변화에 따라 최종파단에 대한 잔여강도를 예측하고 손상허용성 평가를 할 수 있었다. The prediction and analysis procedure of fatigue damage crack growth life for a stiffener bonded composite laminate panel including center hole and edge notch damage, was studied. It was performed on the basis of fatigue damage growth test results on a laminated skin panel specimens and the analysis results of stress intensity factor for the stiffener bonded composite panel. According to the comparison between experimental test and prediction results of fatigue damage growth life, it was concluded that the residual strength and damage tolerance assessment can be carried out along to the edge notch crack growth.

충격 손상을 받은 항공기용 복합재료의 압축잔류강도 평가

안상수(Sang Soo Ahn),홍석우(Suk Woo Hong),구재민(Jae Mean Koo),석창성(Chang Sung Seok) 대한기계학회 2013 大韓機械學會論文集A Vol.37 No.4

탄소섬유강화 복합재료는 일반적으로 압축하중과 재료의 면에 수직한 방향의 충격에 매우 취약하다는 단점을 가지고 있다. 특히 항공기의 운항 중 조류와의 충돌이나 정비 중 공구의 낙하로 인한 충격 손상은 항공기 구조물의 강도저하의 원인이 된다. 따라서 본 연구에서는 복합재료(CFRP) 시험편에 충격에너지와 충격자 직경을 변화시키면서 충격손상을 가한 후 압축시험을 수행하여 충격후 압축잔류강도를 평가하였으며, 시험 결과를 비교하여 충격에너지에 따른 충격후 압축잔류강도 예측식을 제안하였다. Carbon fiber reinforced plastics (CFRPs), a composite material, are generally vulnerable to compressive load and impact damage in a direction perpendicular to the surface of the material. In particular, during the operation of an aircraft, impact damages caused by bird collisions or falling tools reduce the strength of the aircraft structure. In this study, after impact damages were applied to CFRP specimens with various impact energies and impactor diameters, the compressive residual strength of the impact-damaged specimen was evaluated by performing a compression test. Furthermore, a prediction model for the compressive residual strength is proposed according to the variation in the impact energy by comparing the test results.

다양한 비파괴 측정 방법에 의한 CFRP의 BVID 분석

임현민 ( Hyun Min Lim ),이보영 ( Bo Young Lee ),김영국 ( Yeong K Kim ) 한국복합재료학회 2013 Composites research Vol.26 No.3

본 연구에서는 탄소섬유강화플라스틱(CFRP, carbon fiber reinforced plastics)에 충격을 가하여 발생하는 결함에 대한 분석을, 특히 눈으로 식별이 어려운 손상(Barely Visible Impact Damage: BVID)을 중심으로 진행하였다. 낙하형 충격시험기를 통하여 충격 시험을 진행하였고, 추의 자유 낙하를 통하여 실제 항공기에 적용된 복합재료에 충격에 의한 손상을 모사한 후, 표면과 내부에 다양한 비파괴 검사를 적용하여 충격에너지에 따른 시편의 결함 거동을 확인하고 살펴보았다. 이를 위해 여러 가지 비파괴 검사법을 사용하여 결함을 비교, 분석, 검토하였다. 그 결과 눈으로 식별이 어려운 손상과 이를 측정하기 위해 사용된 각각의 측정법에 따른 특성이 논의되었다. 일반적으로 육안으로 보이는 표면결함보다 큰 결함이 내부에 발생하였으나, 충격에너지가 작아지면 내부결함이 표면결함보다 작을 수 있다는 사실이 관찰되었다. This study aims to detecting and analyzing the defects of damaged carbon fiber reinforced composites after impacts, particularly focusing on barely visible impact damages. The impact test was progressed by a drop-weight machine and applied to introduce simulated damages on laminated composites used in aircrafts. Various nondestructive testing (NDT) techniques were applied to identify the defects on the specimens with different levels of impact energies. Based on the measurements data, the levels of the barely visible impacts, and the applicability and effectiveness of the detection methods were discussed. Generally, the results demonstrated that their inner damages contained bigger footprints than those on the surfaces. However, when the damage energy was low, it was found that the inner damage size could be smaller than those appeared on the surfaces.

에어챔버 충격흡수장치의 안전성능에 대한 연구

박인송(Park In Song),조휘창(Jo Hui Chang),강병도(Kang Byung Do) 사단법인 안전문화포럼 2019 안전문화연구 Vol.- No.6

본 연구에 표본으로 선정된 에어챔버 충격흡수장치를 장착한 고위험군 사고차량의 손상정도와 형태를 분석하여 사고재현 충돌시험모드를 선정하고 충돌시험을 실시하여 시험결과를 분석한 결과 시험차량의 손상형태가 사고사례 차량의 손상형태와 동일성 또는 유사성을 나타내었다. 사고재현 충돌시험 모드는 IIHS(미국고속도로안전협회) 충돌시험 모드이고 상해위험분석 결과 종합등급 4등급 이상에 해당하며 약식상해등급 AIS 4이상의 상해위험성이 있는 것으로 분석되었다. 이로서 트럭용 에어챔버 충격흡수장치의 안전성능 즉 충격흡수 및 방호기능은 사망위험성을 크게 회피시키고 있음을 확인되었다. 사고사례를 분석한 결과 사고형태는 크게 3가지로 나타났으며 그 중에 후면 부분겹침충돌사고는 전체사고의 약 73%이다. 약식상해등급 AIS 4이상 상위 사망위험 비율은 약 63%에 해당하였다. 그 중에 AIS 5 이상 고상해위험사고 비율은 약 30%로 분석되었으며 트럭용 에어백 충격흡수장치의 사망사고예방 기여도는 고유의 충격흡수 성능으로 인해 약 75%이상 이디. 이는 사망사고 위험을 약90% 이상 줄여 줄 수 있다. 트럭용 에어챔버 충격흡수장치를 해당 장착차량 구조 및 작업환경에 맞추어 반드시 장착해야 추돌시고 시 언더라이더 현상을 막고 충격을 흡수하여 중대한 사상자를 줄일 수 있다. 따라서 도로 유지보수 및 사고차 처리 작업차량에 대해서는 트럭용 에어챔버 충격흡수장치(TMA)의 장착률을 높여야 한다. 특히 우리나라의 경우는 박스형 1톤 화물차 및 박스형 승합차 보급율이 미국이나 유럽 등 다른 나라에 비해 절대적으로 높아서 박스형 차량이 도로상에서 정지상태로 작업 중에 있는 고중량 작업차량 후면을 추돌할 경우 중대한 사고로 이어질 수 있으므로 작업용 차량에 트럭용 에어챔버 충격흡수장치 장착을 적극 권장한다. 특히 고속도로에서 충돌사고로 인해서 사망과 같은 심각한 사상자 발생을 감소시키기 위해서 작업구간 후방에 작업메뉴얼에 따라 안전관리구간을 확보하는 것이 매우 중요하다. The damage patterns of the high-risk accident vehicles equipped with air shock absorbers selected for this study were selected and the collision test mode was selected and the test results were analyzed, indicating the damage patterns of the test vehicles were identical or similar to those of the accident case vehicles. The collision test mode is IIHS (National Highway Traffic Safety Association) crash test mode, and the injury risk analysis indicates that the mode corresponds to Grade 4 or higher, and that it has a risk of injury higher than Grade AIS 4. It was thus confirmed that the safety performance of the air shock absorber for trucks, i.e. shock absorption and protection functions, have greatly avoided the risk of death. The analysis of accident cases showed that there were three types of accidents, of which the rear partial sinking collision accounted for about 73 percent of the total accidents. The upper death risk ratio of Class AIS 4 or higher was about 63%. Among them, a high risk accident rate of AIS 5 or higher was analyzed to be about 30%, and the contribution of the truck impact absorber to prevent death was greater than 75% due to its inherent impact absorption performance. This can reduce the risk of death by about 90 percent. The impact absorber for trucks must be fitted in line with the structure and working environment of the vehicle in question to prevent under-rider phenomenon and absorb shock to reduce serious casualties. Therefore, for road maintenance and accident handling vehicles, the mounting rate of the air shock absorber (TMA) for trucks should be increased. In particular, Korea strongly recommends fitting an air shock absorber for trucks to work vehicles because the rate of supply of box-type 1-ton cargo trucks and box-type passenger cars is absolutely higher than other countries, such as the U.S. and Europe, and if a box-type vehicle runs behind the rear of a high-volume working vehicle while working on the road, it could lead to a serious accident. In particular, it is very important to secure a safety management section in accordance with the work manual at the rear of the work section in order to reduce the occurrence of serious casualties, such as death, from a collision on a highway.

토석류에 의한 건물의 물리적 취약함수 특성

강효섭,김윤태 한국방재학회 2014 한국방재학회논문집 Vol.14 No.5

2011년 7월과 8월 사이에 발생한 총 8개 토석류 재해 지역에 대한 재해이력 사례를 분석하여 각 재해지역의 토석류 물리적 특성을 파악하였다. 또한 각 재해지역에서 피해를 입은 15개 건물에 대한 손상 특성 분석을 수행하였다. 토석류의 물리적 특성과 건물 손상정도를 바탕으로 토석류의 높이, 속도 및 충격압력으로 구성된 취약함수를 구하였다. 또한 보강 콘크리트 구조와 비 콘크리트 구조와 같은건물의 구조 형식에 따른 취약함수를 각각 산출하였다. 비 콘크리트 건물의 경우 토석류 충격압이 30 kpa 이상일 때 완전 파괴,15~30 kPa일 때 심각한 손상, 0~15 kPa일 때 경미한 손상이 발생하는 것으로 분석되었다. 이에 비해 보강 콘크리트 건물의 경우100 kPa 이상에서 심각한 손상, 35~100 kpa일 때 보통 손상, 0~35 kPa일 때 경미한 손상을 입는 것으로 파악되었다. 콘크리트 건물의경미한 손상에 대응하는 토석류 충격압은 비 콘크리트 건물에서는 완전 파괴에 해당되는 손상을 가져다 줄 수 있음을 의미한다. 건물구조형식과 토석류 물리적 특성에 따른 취약곡선을 비선형 회귀분석을 수행하여 함수형태로 나타내었다. 이러한 토석류 취약함수는토석류 재해로 피해가 발생할 가능성이 있는 지역의 건물손상 정도를 정량적으로 평가하는 방법으로 이용할 수 있다. The physical characteristics of debris flows were analyzed from a total of 8 cases of debris flow disasters occurred in between Julyand August, 2011. 15 buildings damaged in these events were also investigated in detail to study the characteristics and patterns ofbuilding damages by debris flows. Physical vulnerability was obtained from the relationship of the degree of building damage and thephysical characteristics of debris flow. Three different empirical vulnerability curves were obtained, which were functions of debrisflow height, flow velocity and impact pressure, respectively. Furthermore, the vulnerability function was characterized according tothe structural types of the building. In the case of non-concrete building, a complete destruction occurred at the impact pressure ofmore than 30 kPa, an extensive damage at the impact pressure between 15 and 30 kPa, a slight damage at the impact pressure below15 kPa. In the case of reinforced-concrete buildings, an extensive damage occurred at the impact pressure of more than 100 kPa, amoderate damage at the impact pressure between 35 and 100 kPa, a slight damage at the impact pressure below 35 kPa. The impactpressure of debris flow corresponding to a slight damage to the reinforced-concrete building produced a complete damage for the caseof non-concrete building, Nonlinear regression analysis was performed according to the physical characteristics of debris flow and thebuilding structural type. The proposed physical vulnerability curves could be used as a quantitative assessment of the structural resistanceof buildings affected by a debris flow event.

항공기 적용 샌드위치 복합재 구조의 충격 손상 거동 연구

박현범 ( Hyun Bum Park ),공창덕 ( Chang Duk Kong ) 한국복합재료학회 2013 Composites research Vol.26 No.1

본 연구에서는 복합재 샌드위치 적층판의 저속 충격 해석을 수행하였다. 샌드위치 구조 형상의 스킨은 탄소/에폭시 (Carbon-Epoxy) 재질이 채택되었고 코어(Core)의 재질은 폼(Foam)이 적용되었다. 연구의 타당성을 입증하기 위해 관련 문헌에서의 연구 결과에서 제시한 실험 결과와 유한 요소 해석 결과의 비교가 선행되었다. 타당성 검증을 바탕으로 본 연구에서 손상이 시작되는 충격체의 속도를 평가하고, 예측된 충격 속도에서 충격 거동을 분석하기위해 유한요소법을 이용하여 충격 해석을 수행하였다. 샌드위치 복합재 적층판의 충격 해석 결과 예측된 충격 속도에서 손상이 발생함을 확인하였다. 최종 시편시험 결과와 수치 해석 결과의 비교 값이 잘 일치함을 확인하였다. In this study, low velocity impact analysis on composite sandwich structure was performed. Sandwich structure configuration is made of Carbon-Epoxy face sheets and foam cores. For validating study, the results of an experimental and a finite element method analysis were compared previously. From the finite element method analysis results of sandwich panel, it was confirmed that the results of analysis was reasonable. Impactor velocity to initiate damage was estimated, and in order to investigate the damage at the predicted velocity, impact analysis using finite element method was performed. According to the impact analysis results of sandwich panel, it was confirmed that the damage was generated at the estimated impact velocity. Finally, The comparison of the numerical results with those measured by the experiment showed good agreement.

항공기 복합재 라미네이트의 충격 손상 부위 유지 보수 후 강도 복원 평가

공창덕(Changduk Kong),박현범(Hyunbum Park),이경선(Kyungsun Lee),신상준(Sangjun Shin) 한국항공우주학회 2010 韓國航空宇宙學會誌 Vol.38 No.9

국내에서 미국과 상호항공안전협정 체결을 위해 소형 항공기를 개발 중이다. 연구 대상 항공기는 경량화를 위하여 전기체 복합재료가 적용되었다. 그러나 복합재 구조는 충격 손상에 취약하다. 따라서 본 연구에서는 항공기 복합재 구조의 손상 평가 및 유지 보수 기법 연구를 수행하였다. 탄소/에폭시 UD 라미네이트와 탄소/에폭시 패브릭 스킨-허니컴코어 샌드위치 복합재 라미네이트의 손상은 중량 낙하식 충격 시험기를 활용하여 모사되었으며 손상된 시편은 손상 부위 제거 후 외부 패치 적용 방안을 적용하여 수리하였다. 손상 전 시편, 손상 후 시편, 유지 보수된 시편의 압축 강도 시험 및 해석 결과를 비교하였다. 그리고 마지막으로 유지 보수 후 강도 복원 능력이 평가되었다. Development of a small scale aircraft has been carried out for the BASA(Bilateral Aviation Safety Agreement) program in Korea. This aircraft adopted all the composite structures for environmental friendly by low fuel consumption due to its lightness behavior. However the composite structure has s disadvantage which is very weak against impact due to foreign object damages. Therefore the aim of this study is focusing on the damage evaluation and repair techniques of the aircraft composite structure. The damages of composite laminates including the carbon/epoxy UD laminate and the carbon/epoxy fabric face sheets-honeycomb core sandwich laminate were simulated by a drop weight type impact test equipment and the damaged specimen were repaired using the external patch repair method after removing damaged area. The compressive strength test and analysis results after repairing the impact damaged specimens were compared with the compressive strength test and analysis results of undamaged specimens and impact damaged specimens. Finally, the strength recovery capability by repairing were investigated.