무한 수명을 가지는 복합재료 적층판 기계적 체결 설계방법 및 인자에 대한 연구

권정식 한국항공대학교 대학원 2010 국내석사

Graphite와 Carbon-Carbon 복합재료 내열재의 침식 특성

김영인 한국항공대학교 일반대학원 2018 국내박사

로켓(Rocket)이란 뉴턴의 제3법칙 작용과 반작용의 힘으로 비행체에 추력(Thrust)을 발생시키는 장치로써 내부에 연료와 산화제를 가지고 연소 및 분출시켜 추진력을 얻으며 주로 무기, 우주탐사 비행체, 인공위성 발사체 등에 이용되고 있다. 로켓의 종류에서 고체추진 로켓은 모터 케이스(Motor case), 추진제(Propellant), 노즐(Nozzle), 절연체(Insulation), 점화기(Igniter), 제어장치, 구동장치 등으로 구성되어 있으며 고체 로켓의 구성품 중, 노즐은 추진력을 발생시키는 매우 중요한 장치로 고온 및 고압 환경으로 인하여 연소되며 연소가스에 의해 침식(Erosion)이 발생한다. 이러한 침식 현상을 삭마(Ablation)라고도 한다. 따라서 본 연구는 열화학적 침식 특성을 체계적으로 규명하고 더욱 정확한 침식을 예측하기 위하여 기계적 침식을 고려한 특성도 연구하였다. 또한 침식이론을 검증하기 위해 실험장치를 직접 개발하여 이론 모델을 기반으로 흑연(Graphite)과 C-C 복합재료(Carbon-carbon composite)에 대해 실험을 수행하였으며 이를 이론적 계산 데이터와 비교하였다. 이러한 관련 기술은 로켓 노즐뿐만 아니라 우주귀환 비행체(Reentry capsule)의 지구 대기권 진입 시, 비행체 표면 침식 연구에도 활용될 수 있다. 수행한 주요 연구 내용은 다음과 같다. 첫 번째, 열화학적 침식 특성을 파악하고 침식 실험장치를 설계 및 개발하여 이론식에 대입할 필요 인자를 측정하였다. 두 번째, 밀도, 기공율, 열전도도, 강도 등의 물성치가 다른, 여러 가지 흑연에 대한 실험을 실시하고 이론적 계산값과 비교하였다. 또한 많은 인자 중에서 침식에 영향을 미치는 주요 인자에 대하여 체계적으로 연구하였다. 세 번째, C-C 복합재료에 대하여 침식 특성을 실험 및 이론적으로 규명하였으며 침식에 영향을 미치는 주요 인자에 대하여 연구하였다. 네 번째, 기계적 침식의 특성을 규명하고 실험을 통하여 새로운 실험식을 제시하였다. 그리고 기계적 침식을 이용하여 정확한 침식량을 예측하였다. 다섯 번째, 기계적 침식의 특성 규명을 통하여 기계적 침식의 주요 인자에 대하여 연구하였다. 여섯 번째, C-C 복합재료와 흑연에 대하여 시간별 침식 특성을 파악하고 각 재질별 조직검사(Structure inspection)를 통하여 침식 전/후의 미세 특징을 비교 분석하였다. 본 논문에 수록된 내용은 로켓 노즐의 침식연구에 대한 내용으로, 제1장 서론에서는 연구의 배경, 연구목적, 해외 및 국내의 연구 및 기술동향, 과거의 주요 연구 내용을 기술하였으며 제2장에서는 미국의 펜실베이니아 주립대학교의 K.K. Kuo가 연구한 열화학적 침식특성의 개념과 이론을 기술하였다. 또한 1966년 V. R. Gowariker가 제시한 기계적 침식에 대한 개념 및 특성을 소개하고 마찰계수(Friction factor), 기공율(Porosity), 특성 배기속도(Characteristic exhaust velocity) 등의 기계적 침식의 주요 인자에 대하여 기술하였다. 제3장에서는 이론의 수학적 전개로, 화학지배 침식과정(Chemical-controlled recession process)과 확산지배 침식과정(Diffusion-controlled recession process)의 열화학적 침식 이론식을 서술하였으며 기계적 침식의 이론식도 기술하였다. 또한 화학적 침식과 기계적 침식에 대한 최종 침식량을 계산하기 위해 적용할 수 각종 수학적 평균방법에 대하여 기술하였다. 제4장에서는 C-C 복합재료 및 흑연의 재질 특성 및 물성치에 대하여 기술하였으며 본 연구를 위하여 설계 및 제작한 침식 실험장치의 주요 구성품 및 특징에 대하여 기술하였다. 그리고 실험에 사용된 측정장비 및 실험방법에 대해서도 기술하였다. 제5장 및 제6장 실험결과 및 고찰에서는 실험 결과에 대하여 각 재질별 침식특성을 분석하였으며 침식 실험값과 이론적 계산값을 비교하였다. 주사전자현미경을 이용, 확대 촬영한 시편을 비교분석함으로써 C-C 복합재료와 흑연의 침식 특성을 파악하였으며 이를 기반으로 침식에 영향을 주는 주요 인자들을 파악하였다. 그리고 본 연구에 대하여 고찰하였다. 끝으로 제7장에서는 본 연구에 대하여 종합적 결론을 기술함으로써 전체적인 연구의 성과를 마무리 하였다.

태양광 무인기 초경량 복합재 날개 일체성형공정

양용만 한국항공대학교 대학원 2018 국내박사

태양광을 에너지로 사용하고자 하는 인류의 노력은 고갈되어 가는 에너지 자원의 대안으로써 매우 주목받는 에너지원 중에 하나이다. 태양의 빛 에너지를 전기 에너지로 바꿔주는 태양광 에너지는 광범위한 무제한 지역의 적용과 지구 온난화, 온실가스등의 위험에도 제한 받지 않을 만큼 무한정, 무공해, 친환경 에너지이며, 소음 발생 요인도 적고, 타 시설에 비해 유지 보수가 간편하여 기계 고장 발생률도 작은 장점을 가지고 있다. 이러한 태양광을 이용한 무인기는 지상으로 연료 충전을 위해 내려올 필요 없이 일정한 태양광 발전을 통하여 비행 공간에서 자체적으로 자가 발전을 통하여 지속적인 장기 체공 비행을 목표로 연구되어 왔다. 태양광 무인기는 공력, 구조, 추진, 태양광 발전시스템, 제어시스템등 다양한 제작 요소들이 설계에 적용된다. 또한, 태양 에너지와 배터리의 제한된 동력으로 장기 체공 운용시간과 비행 효율을 높이기 위해서 저 전력 소모, 고 효율 에너지 발전, 기체 및 탑재물의 경량화가 필수이며, 높고 많은 전력을 생산하기 위해서 태양 전지판들을 많이 장착할 수 있도록 설계, 제작되어야 한다. 그러기 위해서는 기체 구성 중에서 가장 큰 비중을 차지하는 주 날개 상부에 태양 전지판이 최대한 많이 장착될 수 있도록 제한된 하중에서 날개 면적을 충분히 확보하면서 기체와 날개의 무게를 최대한 경량화 하는 것이 매우 중요하게 고려되어야 한다. 이를 위하여 소형 태양광 무인기 경량화를 위한 복합재 제작공법 연구의 필요성과 날개를 구성하는 복합재 경량 리브 연구, 비행 중 발생하는 좌굴과 비틀림을 받는 복합재 날개 앞전 스킨의 최적 제작방법 연구 등을 통하여 주 날개를 구성하는 모든 복합재 부분품들의 경량화와 기존의 제작 방법으로 제작된 날개 강도 및 다양한 제작 요소들의 비교 등을 통하여 최적의 복합재 주 날개를 제작하고자 하였다. 본 연구에서는 제1장 서론에서는 소형 태양광 무인기 배경 및 복합재 경량화 날개 연구의 필요성과 참고문헌 조사 내용을 제2장은 본 연구의 공력해석 및 기본적인 이론과 재료 물성을 제3장은 본 연구를 위해 개발한 밴드형 프리프레그 일체성형 제조방법을 통한 “복합재를 이용한 경량 날개 및 블레이드 제조방법” 특허출원에 관한 설명 및 복합재 무인기 날개 일체성형 제작방법과 그 특징을 설명하였고 제4장은 경량 날개의 필요성에 따른 경량 복합재 리브 비교 연구를 위한 샘플제작, 시험, 해석을 통하여 최적의 리브를 찾고자 하였으며 제5장은 공력 면을 형성하며 날개의 공기역학적인 정상적인 흐름을 유도하는 기능과 날개 내부 구성요소들의 보호에서도 꼭 필요한 요소인 리딩에지(leading edge)의 최적 날개 앞전 스킨을 찾고자 시험 및 연구 수행을 하였다. 제6장은 날개 리브 추가에 따른 날개들의 비교를 통하여 복합재 날개 특성 연구를 수행하고자 하였다. 또한, 제7장에서는 복합재 날개의 제작공법들을 비교해 봄으로써 연구 고안한 밴드형 프리프레그 일체성형 제작기법의 탁월성을 확인하였다. 제8장은 본 연구의 시험적 한계와 후속 연구 제안 및 일체성형을 통한 무인기의 활용 방안을 서술하였으며 제9장 결론에서는 수행한 복합재 무인기 날개의 각 부분별 요소들의 구축된 데이터를 통한 소형 복합재 무인기 제조 구조물의 적용을 위한 기초적인 연구 및 구조재의 경량화를 위한 대안을 제시하였다. 끝으로 본 연구를 통하여 고안된 복합재 무인기 날개 일체성형 제작방법은 복합재 날개의 다양한 제작 유연성, 경량화, 양산 공정, 제조 단가 개선 및 소형 복합재 구조체의 구조 경량화 방법을 제시하였으며 태양광 무인기 초경량 복합재 날개의 최적 설계 및 제작 분석 연구를 완성하였다.

직조형 복합재료를 이용한 일체형 보강 패널의 설계 기법

김휘엽 한국항공대학교 일반대학원 2023 국내박사

Composite stiffened panels are structures with high buckling resistance to weight ratio. Therefore, these are widely used in structures to which compressive loads are applied, such as wings or fuselages of aerospace structures. Theses panels are generally made of laminated composites, which are manufactured by stacking prepregs such as unidirectional (UD) laminas and 2D fabric composites. This manufacturing method exhibits low resistance to delamination cracking due to their poor interlaminar fracture toughness. To delay the delamination, thickness-direction reinforcement methods such as z-pinning and stitching are used, but these techniques are labor intensive and therefore costly and time-consuming. The 3D woven composite made by impregnating the resin into the dry fiber preforms has excellent the out-of-plane mechanical properties. In addition, it can be fabricated into complex near-net-shape preforms, reducing manufacturing time, material waste, and the need for bonded joints. Therefore, many studies have designed integrally stiffened panels by utilizing the advantages of 3D woven composites. The width and thickness of tows constituting the 3D woven composites depend on the weaving parameters such as tow size, tow spacing and weaving patterns. These shapes dominate the mechanical properties of the composite. Therefore, geometric modeling method according to weaving parameters is required for designing structures using the woven composite, and this method has not yet been studied. In this paper, we present a geometric modeling method for an integrally stiffened panel made of 3D LTL woven composites. For geometric modeling, we first design weaving patterns and a weave preform in which the skin and stiffener are integrated. Then, an integrally stiffened panel is fabricated using the vacuum infusion process. The cross-sections for each part of the manufactured panel are observed using an optical microscope. The paths and cross-sectional shapes of the tows (warp and fill) are modeled with optically obtained sections. The paths of tows are defined as straight lines, power elliptic functions, and Bezier curves according to their shapes. The cross-sections of tows are assumed to be power ellipses and rectangles. To validate the proposed method, buckling analysis is performed using a geometric model and compared with the compressive test results. Mechanical properties of the stiffened panel required for the analysis are derived using geometrically modeled shapes and the weighted average model (WAM), one of the micromechanical methods to calculate the effective properties of the 3D woven composite. Then, buckling analysis is performed using the derived properties. The integrally woven stiffening panels for compression testing are manufactured by injecting resin into the preforms. We perform a compressive test using the fabricated panel to derive the buckling load and mode, and compared these with the results of buckling analysis. Consequently, it is concluded that this method can be effectively used for the design of integrally stiffened panels to which 3D woven composites are applied. 보강 패널은 외피(Skin) 구조에 보강재(Stiffener)가 부착된 구조로 단순 외피 구조와 비교하여 높은 좌굴 저항성을 가진다. 또한 이러한 구조를 경량화 시키기 위해 비강성과 비강도가 높은 탄소섬유 강화 복합재료(Carbon Fiber Reinforced Plastics, CFRP)를 사용하는 사례가 증가하고 있다. 탄소섬유 강화 복합재료 중 대표적인 재료는 시트 형태의 프리프레그를 적층시켜 제작하는 2차원 적층 복합재료로가 있다. 이 재료는 뛰어난 면내 기계적 물성을 가지지만 층간 분리와 같은 구조적 취약점이 있다. 그에 반해 여러 섬유다발들을 제직하여 제작한 3차원 직조 복합재료는 적층 복합재료와는 달리 두께 방향으로 섬유가 엮여 있어 층간 박리와 충격 파손과 같은 구조적 파손에 강하다. 또한 Near-net-shape 형태로 제직이 가능하여 복잡한 형태의 구조에 대한 일체형 제작이 가능하다. 이러한 장점으로 인해 3차원 직조 복합재료를 이용하여 일체로 보강된 패널을 제작하는 많은 연구가 진행되고 있다. 이러한 패널을 구조물에 적용하여 설계하기 위해서는 제작변수에 따른 외피와 보강재 같은 각 부품의 기계적 물성을 예측해야 한다. 일반적으로 적층 복합재료는 고전 적층판 이론을 이용해서 계산하는 반면 직조 복합재료는 반복적이고 주기적인 기하학적 형상을 활용해 단위 셀을 모델링하고 해석적 방법 및 수치적 방법을 이용해 계산한다. 3차원 직조 복합재료를 활용한 일체형 보강 패널에 대해서도 이러한 방법으로 각 부품의 물성을 계산하여 설계를 해야 하지만 현재까지는 제직패턴 설계와 제작 및 시험에 대한 연구만 진행되었다. 따라서 본 논문에서는 3차원 직조 복합재료를 사용하여 외피와 보강재가 일체로 보강된 패널에 대한 기하학적 모델링 방법을 제안한다. 먼저 C형 보강재를 가지는 일체형 보강패널을 위한 프리폼 제직 패턴을 설계하였다. 직조 복합재료 제직 패턴 중 층간 연결을 하는 Layer-to-layer(LTL) 패턴을 기반으로 하여 보강 패널의 제직 패턴을 설계하였다. 기하학적인 모델링을 위해 먼저 기본 LTL 패턴을 가지는 시편을 관찰하여 단면을 분석하고 기하학적인 모델링을 수행하였다. 경사와 위사의 단면 형상은 거듭제곱 타원 함수를 사용하였으며, 각 섬유다발의 경로 형상은 거듭제곱 타원 함수, 3차 다항식, 3차 베지어 곡선을 이용하여 모델링하였다. 모델링 된 기본 LTL 패턴과 일체형 보강 패널의 프리폼 제직 패턴을 활용하여 각 부품의 기하학적인 모델링을 수행하였다. 모델링 된 각 부품들에 대한 방향별 기계적 물성을 계산하기 위하여 이산화 기법과 등 응력 및 변형률 가정을 이용한 가중 평균 모델을 이용하였다. 계산된 물성은 시편 시험 결과와 비교하여 검증하였다. 또한 계산된 각 부품의 물성을 이용하여 좌굴해석을 수행하여 좌굴모드 및 좌굴하중을 계산하였다. 좌굴해석 결과를 검증하기 위하여 일체형 보강패널을 제작하고 이를 이용해 압축시험을 수행하여 좌굴 모드 및 하중을 도출하고 유한요소해석을 통해 계산된 결과와 비교하여 검증하였다.

3-방향 직물복합재료 유효물성에 따른 초경량 유연 반사판의 구조적 특징

강동석 한국항공대학교 일반대학원 2025 국내석사

이 논문에서는 3-방향 직물과 실리콘과 같은 유연한 수지를 사용한 3-방향 직물복합재료(Triaxial Woven Fabric Composite)에 대한 유효 기계적 물성을 분석하였다. 3-방향 직물복합재료의 기계적 물성은 단위셀(Unit Cell)과 같은 중시적 척도(Meso scale)에서 강성행렬을 도출하는 방법과 시편 단위 모델을 이용한 거시적 척도(Macro scale)에서의 기계적 물성을 확인하는 방법을 이용하였다. 중시적 척도에서는 3-방향 직물복합재료가 준등방적(Quasi-isotropic) 기계적 성질을 가지는 것을 확인하였으나, 시편 단위에서의 해석에서는 3-방향 직물 복합재료의 섬유 직조방향의 구조적 영향으로 0˚ 방향의 강성은 90˚ 방향의 강성보다 크게 나타나는 이방성 거동을 확인하였다. 시편의 크기가 커짐에 따라 직물의 섬유 직조구조가 90˚ 방향의 강성에 미치는 영향이 감소하여 90° 방향의 강성은 0˚ 방향의 강성에 근접하는 특징이 확인되며, 따라서 시편의 사이즈가 커짐에 따라 준등방적 기계적 성질에 가까워질 것으로 사료된다. 3-방향 직물복합재료의 크기에 따른 이방성 유효물성은 구조물의 거동에 영향을 주기에 직물의 크기에 따른 이방성 유효물성과 단위셀의 준등방적 강성행렬을 고려한 안테나 반사판 유한요소모델의 구조해석을 진행하였다. 구조해석은 시편의 사이즈에 따라 달라지는 강성을 고려하여 준등방적 기계적 물성과 이방성 기계적 물성을 반사판에 적용한 경우에 대해 각각 진행하였다. 해석은 중력에 의한 반사판의 처짐, 반사판의 고유진동수 그리고 열환경에 의한 열변형을 확인하였다. 이러한 해석은 안테나의 표면 형상에 영향을 주는 기본적인 요인이며, 반사판의 형상 오차는 안테나의 성능을 저해하는 요인이 된다. 안테나 반사판을 제작하고 반사판의 표면 형상을 측정할 때, 반사판 형상에 영향을 주는 중력효과에 대해 확인하였으며, 반사판의 경량성에 의해 중력에 의한 형상오차는 미미함을 확인하였다. 준등방적 기계적 성질에서는 3-방향 직물복합재료 90˚ 방향의 유효강성이 0˚ 방향의 유효강성을 따라가기에 이방성 기계적 성질을 고려한 경우에 비해 형상오차가 적게 확인되었다. 반사판의 고유진동수 해석을 통해, 준등방적 기계적 물성을 적용한 반사판과 이방성 유효 물성을 적용한 반사판의 고유진동수 차이를 확인하였으며, 반사판의 유연성 및 중량에 의해 대체적으로 낮은 고유진동수가 확인이 되었다. 또한, 안테나 반사판이 우주 열환경에 노출되었을 때를 가정하여 반사판의 온도분포 및 그에 따른 열변형을 확인함으로써, 표면형상의 오차가 클 것으로 예상되는 온도차이에서도 안테나의 형상오차는 2 mm 이하인 것을 확인하였다. 3-방향 직물 복합재료 자체의 열팽창 계수는 작으나 반사판을 지지하고 있는 알루미늄 리브(Rib) 열팽창계수가 상대적으로 매우 높기에 형상오차가 상대적으로 크게 확인되었다. 반사판의 제작과정에서 반사판을 형성하는 3-방향 직물복합재료의 크기, 제작공정들을 확인하면서 반사판에 대한 형상오차를 확인하였고 제작에 대한 형상오차를 1 mm 이하로 줄일 수 있었다. This study investigates the mechanical properties of triaxial woven fabric composites (TWFC) using flexible matrix such as silicone and applies them to antenna reflectors to evaluate their structural characteristics. The mechanical properties of TWFC were analyzed through two approaches: deriving the stiffness matrix on a mesoscopic scale using unit cells, and evaluating mechanical properties using TWFC specimen models on a macroscopic scale. On the mesoscopic scale, TWFC exhibited quasi-isotropic mechanical behavior. However, macroscopic scale revealed anisotropic behavior, with higher stiffness in the 0˚ direction compared to the 90˚ direction. As specimen size increased, the stiffness in the 90˚ direction also increased, approaching that of the 0˚ direction. So TWFC will have quasi-isotropic mechanical behavior with larger specimens. The derived mechanical properties were utilized in finite element models to analyze the structural behavior of the antenna reflector, considering both quasi-isotropic and anisotropic properties depending on specimen size. Optimal antenna performance is achieved when the reflector surface conforms to an ideal parabolic shape. Surface deformation due to gravitational effects was evaluated, and the lightweight design of the reflector ensured that gravitational deformation remained below acceptable limits. Reflectors designed with isotropic mechanical properties exhibited smaller surface errors compared to those anisotropic properties due to the dominance of 0˚ direction stiffness. Furthermore, differences in the natural frequencies of the reflector under quasi-isotropic and anisotropic conditions highlighted the importance of considering material directionality for reflector design. Thermal deformation due to exposure to the space thermal environment was analyzed, revealing that surface errors remained within acceptable limits even under significant temperature gradients. By measuring the shape error of the fabricated reflector and identifying critical factors affecting its manufacturing process, the shape error was successfully reduced to below acceptable limits. This research establishes a foundational manufacturing process for reflectors using TWFC and demonstrates the structural feasibility of employing triaxial woven fabric composites in antenna reflectors. These findings contribute to minimizing shape errors and ensuring the structural functionality of TWFC-based antenna reflectors.

TWF 복합재료 열-기계-전기적 특성 분석

김준영 한국항공대학교 대학원 2020 국내석사

TWF 복합재료의 열-기계-전기적 특성 분석 요 약 김 준 영 항공우주 및 기계공학과 한국항공대학교 대학원 (지도 교수 : 노 진 호) 보통 직물구조는 0°, 90° 방향으로 엮여있는 Biaxial Woven Fabric을 생각하지만 TWF(Triaxial Woven Fabric) 복합재료는 0° , 60°, -60° 3가닥의 섬유가 엮여 하나의 복합재료를 제작한다. 이 TWF 복합재료는 0°, 90° 방향으로 엮여있는 Biaxial Woven Fabric과 한 방향의 섬유로만 제작된 Unidirection Fiber(UD)의 구조적 단점이 없어 TWF 복합재료를 사용하여 강체 구조물이나 전개형 구조물에 사용된다. 기계적으로는 준 등방성 특성을 가지고 있다. 또한, 비강성이 크며, 섬유가 변형을 보정하기 때문에 복원력 또한 뛰어나다. 본 논문에서는 전개형 안테나의 재료로 TWF 복합재료의 열-기계-전기적 성능을 분석하고자 한다. 네트워크 아날라이저(Network Analyzer)를 통해 각도에 따른 TWF 복합재료의 유전율과 투자율을 계산한다. 구조물에 대한 전기적 특성을 분석하기 위하여 RF 방사패턴 시험을 수행해야 하나 먼저 시편으로서 전기적 특성을 예측하기 위하여 시뮬레이션을 수행한다. 이 시뮬레이션을 통해서 UD, BWF, 그리고 TWF의 전기적 특성을 분석하여 재료를 선정한다. 이후 TWF 복합재료의 열-기계적 물성치를 분석하기 위하여 미시적 단계로 해석하기 위하여 주기적 경계조건을 사용하여 Unit cell로 인장, 전단 등 각종 시험을 모사하여 유한요소법(Finite Element Method)을 통해 수치적으로 물성치를 분석하고자 한다.

극초음속 비행체 FSS-쿼츠 섬유/산화물 세라믹 스텔스 복합재 레이돔 설계

장한나 한국항공대학교 일반대학원 2025 국내석사

이종 복합재 플라이 오버랩 조인트 구조의 피로 수명 예측

이예주 한국항공대학교 대학원 2023 국내석사

이종 복합재 플라이 오버랩 조인트 구조는 두 가지 복합재료의 플라이가 서로 부분적 또는 전체적으로 적층됨으로써 결합하는 구조이다. 이는 우수한 결합력과 경량성으로 인해서 항공기의 안테나 내장 스킨 구조(CLAS)에 적용된다. 항공기 구조물의 설계 과정에서는 다양한 하중 조건에 대한 피로 수명 평가가 필수적이므로, CLAS에 적용되는 플라이 오버랩 조인트 구조의 피로 특성을 효율적으로 예측하는 방법이 필요하다. 본 논문에서는 복합재료의 비선형 응력-수명(S-N) 선도를 표현하는 Epaarachchi-Clausen 모델과 플라이의 접합 형상으로 인해 나타나는 기하학적 특징을 이용하여 플라이 오버랩 조인트 구조의 피로 수명을 예측하였다. 다양한 기하학적 특징 중에서 피로 수명에 영향을 주는 세 가지 기하학적 변수를 선정하였고, 선정된 변수는 Maximum thickness(구조의 최대 두께), Overlap length(다른 재료의 플라이끼리 접촉하는 길이), LS proportion(낮은 강도를 가지는 재료의 비율)이다. 기하학적 변수와 피로 수명, 그리고 Epaarachchi-Clausen 모델의 재료상수 간의 관계를 분석하여 재료상수와 기하학적 변수의 관계식을 제안하였다. 제안된 식을 이용하면, 피로 시험 데이터가 존재하는 구조로부터 동일한 재료와 다른 기하학적 변수를 가지는 구조의 재료상수를 계산하여 S-N 선도를 예측할 수 있다. 제안한 기법의 정확도를 검증하기 위해서 세 가지 플라이 오버랩 조인트 구조의 피로 수명을 예측하였다. 제안한 방법으로 예측된 피로 수명과 Epaarachchi-Clausen 모델에 시험 데이터를 적용하여 구한 피로 수명을 서로 비교하였다. 실제 피로 수명에 대한 이들의 평균 오차를 각각 계산하여 비교하였다. 결과적으로, 구조물의 기능성 향상을 목적으로 플라이 오버랩 조인트 구조를 사용하는 경우에 제안된 방법을 활용하여 해당 구조의 피로 특성을 적절히 예측할 수 있음을 보였다. Dissimilar composite ply-overlap joint structure is a structure in which plies of two composite materials are partially or entirely laminated to each other to be combined. This is applied to the conformal load-bearing antenna structure (CLAS) of aircraft due to its excellent bonding strength and lightweight. Since fatigue life evaluation for various load conditions is essential in the design process of aircraft structures, a method for efficiently predicting fatigue characteristics of a ply-overlap joint structures applied to the CLAS is required. In this paper, the fatigue life of a ply-overlap joint structure is predicted using the Epaarachchi-Clausen model, which expresses the nonlinear Stress-Life (S-N) curve of composite materials, and geometric features resulting from the joint shape of plies. Among various geometric features, three geometric variables that affect fatigue life are selected, and selected variables are Maximum thickness (maximum thickness of structure), Overlap length (length of contact between plies of different materials), and LS proportion (ratio of materials with low strength). By analyzing the relationship between geometric variables, fatigue life, and material constants of the Epaarachchi-Clausen model, relational expressions between material constants and geometric variables are proposed. Using the proposed formula, it is possible to predict the S-N curve by calculating the material constants of a structure having the same materials and different geometric variables from a structure with fatigue test data. To verify the accuracy of the proposed method, the fatigue life of three ply-overlap joint structures is predicted. Fatigue life predicted by the proposed method is compared with fatigue life obtained by applying test data to the Epaarachchi-Clausen model. Their average error for actual fatigue life is calculated and compared. As a result, in the case of using a ply-overlap joint structure for improving the functionality of a structure, the fatigue characteristics of the structure can be appropriately predicted using the proposed method.

3차원 직조 복합재료의 기계적 물성 예측 기법 연구

송영규 한국항공대학교 대학원 2019 국내석사

복합재료(Composite material)는 높은 비강성, 비강도, 부식저항 그리고 낮은 열전도도로 인해 높은 기계적 물성과 더불어 경량화가 필요한 항공우주 산업분야에서는 복합재료의 활용이 활발하다. 특히 3차원 직조 복합재료(3D woven composite)는 면외방향(out-of-plane)으로 배치된 섬유덕분에 일방향 적층 복합재료(uni-directional laminate composites)에 비해 충격하중이나 압축하중 하에서 층간분리(delamination)에 강하며 면외방향의 기계적 물성이 향상 되었다. 3차원 복합재료는 사용되는 섬유(fiber) 및 기지(matrix)의 물성 그리고 제작변수에 따라 기계적 물성이 달라진다. 이런 특징 때문에 섬유 및 기지의 물성 그리고 제작변수에 따라 바뀌는 3차원 직조 복합재료의 기계적 물성 예측을 위해 실험적으로 물성예측을 수행하기에는 많은 시간과 비용이 요구된다. 이런 문제는 발생하는 이유는 3차원 직조 복합재료의 패턴의 설계에는 2차원 적층 복합재료에 사용되는 고전 적층판 이론(classical laminate theory, CLT)과 같은 일반적인 지침이나 이론이 없기 때문이다. 따라서 이러한 문제를 해결하기 위해 설계 요구치에 맞는 최적의 제작 변수를 찾기 위해서 다변수를 고려한 예측 기법을 개발하는 것이 중요하다. 본 논문에서는 3차원 직조 복합재료의 섬유의 휘어짐을 기하학적 형상을 반영하여 반복단위격자(repeating unit cell, RUC)를 이루는 섬유의 배열을 구성했다. 이를 위해 제작된 시편의 단면을 촬영하고 3차원 직조 복합재료의 섬유 및 기지의 물성과 제작변수에 따른 기계적 물성을 해석적으로 예측할 수 있는 기법을 연구했다. 또한 등변형률, 등응력 가정에 대한 가중치 모델을 적용함으로써 물성 예측 기법의 정확도를 높였다. 해석적 물성 예측기법의 정확도 검증은 수치적인 물성 예측기법인 유한요소해석과 시편 시험의 결과와 비교 검증하였다. 해석적 물성 예측 기법은 수치적 물성 예측 기법과 시편 시험 결과보다 물성 예측에 소요되는 비용과 시간을 줄임으로써 반복적인 물성 예측이 요구되는 복합재료 구조설계의 효율성을 크게 증가시킬 것으로 예상된다.

테이프 래핑 및 로젯 레이업으로 적층된 복합재 실린더 구조물 해석

조형순 한국항공대학교 대학원 2015 국내석사

복합재료로 구성된 구조물은 항공우주분야에서 많이 사용되고 있고 있다. 축대칭 구조물인 로켓 및 추진체 연소관 또는 노즐에 경량화를 위하여 많이 사용한다. 축대칭 구조물을 제작하는 방법으로는 맨드릴 표면에 일정한 경사각도로 적층하는 필라멘트 와인딩, 테이프 래핑 방법이 있으며 재단된 복합재료를 몰드 표면에 일정한 각도로 적층하는 로젯 레이업 기법 등이 있다. 본 연구에서는 테이프 래핑과 로젯 레이업 기법에 대한 차이점을 알아보기 위하여 축대칭 유한요소프로그램을 작성하여 응력해석 및 파손해석을 수행하였다. 비교 모델은 대표적인 축대칭 구조물인 실린더 형상에 대하여 수행하였다. 그리고 적층 방법에 대하여 응력, 변형률, 변위를 살펴보았다. 또한, 테이프 래핑과 로젯 레이업 각도를 변화시켜 가면서 실린더의 유효 강성 및 유효 열팽창계수를 구해보았으며 Tsai-Wu 이론을 사용하여 파손지수를 살펴보았다.