본 연구에서는 탄소/에폭시 복합재 적층판과 강철평판의 저속충격 거동에 관한 비교 연구를 수행하였다. 각각의 평판의 해석을 위한 판의 충격거동의 타당성을 검증하기 위해 Karas 모델을 사용하여 해석 검증을 하였다. 충격거동 비교연구를 위한 모델은 Karas 모델과 동일한 두께의 강철평판을 모사하였고, 같은 두께의 복합재 적층판을 모사하기 위하여 $[0/90/45/-45/-45/45/90/0]_{8S}$ 적층각을 이용하여 모델링 하였다. 각각의 판에 대한 저속충격 거동을 비교하기 위해 일정한 속도로 낙하하는 충격체 무게별 해석과 일정한 무게를 가진 충격체의 속도변화에 따른 해석 결과를 비교 연구하였다. 연구결과 복합재 적층판과 강철평판의 물성치로 인하여 접촉하중과 판의 변위에서는 결과값의 차이를 보였으나 복합재 적층판의 경우가 판의 유연한 특성으로 충격완화 효과가 보였으며 강철평판 보다 무게비와 충격손상에 대한 우수성을 확인하여 볼 수 있었다.
본 논문에서는 효율적인 파손해석을 위해 등가 이방성 복합재 평판으로 가정된 복잡한 적층 패턴을 가진 복합재 적층판의 기계적 등가 물성을 예측하였다. 등가 이방성 복합재 평판의 강성은 고전적층판 이론을 기반으로 정의하였으며, 미시역학적 파손이론이 적용된 복합재 적층판의 파손 거동을 묘사할 수 있는 등가 파손방정식을 새롭게 정의하였다. 최종적으로 유한요소해석 결과와 비교하여 제안된 이론을 검증하였으며, 제안된 이론은 높은 계산 효율성과 단순성이라는 이점 때문에 항공우주분야 복합재 적층판의 파손 특성 분석에 적합하다고 판단된다.
구조감쇠가 복합적층판의 초음속 패널 플러터에 미치는 영향을 연구하기 위해 에너지법을 활용하여 지배방정식을 유도하였다. 구조 모델링은 일반적인 고전 적층판 이론을 적용하고 이의 해석은 진동 모우드를 가정하는 Rayleigh-Ritz법을 이용하였다. 비정상 공기력은 피스톤 이론(piston theory)을 적용하였다. 구조감쇠가 패널의 플러터에 미치는 일반적인 영향을 고찰하기 위해 등방성 평판의 구조감쇠의 크기에 따른 임계동압을 계산하였으며 이로부터 구조감쇠가 플러터 안정성을 감소시킬 수 있음을 확인하였다. 또한 복합적층판의 적층각에 따른 임계동압을 계산하여 패널 플러터와 구조감쇠와의 관계를 파악하였다. 구조감쇠는 낮은 공력감쇠에서는 플러터 안정성에 중요한 역할을 하지만 높은 공력감쇠에서는 거의 영향을 미치지 않았다.
In this paper, the experimental and numerical results of buckling loads for laminated composite plates are compared. Using boundary conditions of buckling test are all fixed supports. Experiments were conducted for plates with fiber angles $ heta$=30$^{\circ}$, 45$^{\circ}$,60$^{\circ}$ and aspect ratio a/b=0.8. Experimental results were obtained from load-deflection curves of buckling test. Numerical methods were presented to evaluate buckling loads, using structural analysis results from ANSYS.
복합샌드위치평판은 복합재료를 갖으면서 강성이 있는 얇은 면재와 저밀도인 두꺼운 심재로 구성되어 있다. 본 연구에서는 국부전단변형을 고려한 복합면재를 갖는 샌드위치평판을 해석을 위한 지배방정식을 유도하였고, 해석적인 방법으로 해석을 하였다. 해석방법의 타당성을 확인하기 위하여 전체 전단변형을 고려한 일반 적층판 이론의 값과 비교하였다. 그리고 복합면재와 심재의 국부전단변형을 고려하였으므로 일반 적층판 해석에도 적용시킬 수 있음을 보였다.
실제로 구조시스템들의 최적설계는 설계변수가 연속값이 아닌 이산값을 요하는 경우가 대부분이다. 본 논문은 이산형 설계변수를 갖는 비대칭 복합 적층평판에 대해 선형 근사화방법을 이용한 이산최적설계를 수행하였으며, 이 방법이 매우 효율적임을 보였다. 대상 문제는 축력, 전단력, 그리고 휨과 비틀림 모멘트의 평면 내하중들(in-plane loads)의 다중하중조건을 받는 것으로 고려하였으며, 복합 적층평판을 구성하는 플라이들에 대한 최대변형률 규준을 설계 제약조건으로 부과하였다. 이산 최적화를 위한 초기 접근방법으로 단 한번의 연속변수 최적화 과정이 FDM(Feasible Direction Method)을 이용하여 수행되었으며, 차후 이산 및 연속변수를 포함하는 비선형 이산최적화문제를 SLDP(Sequential Linear Discrete Programming)방법에 의해 선형 근사화된 혼합정수계획문제로 형성하여 풀었다. 수치예에서 6개의 플라이로 구성된 비대칭 복합 적층평판을 대상으로 회전식 적층배열([(90-.theta.)/-(60+.theta.)/-.theta./-(45+.theta.)/(45-.theta.)]/sub s/)에 따른 이산최적해를 구하였다. 효율성 입증을 위해 똑같은 문제를 비선형 분기한계법을 이용하여 풀었으며, 그 결과를 비교 분석하였다.
본 연구에서는 graphite/epoxy와 glass/epoxy 그리고 graphite/epoxy와 kevl- ar/epoxy의 혼합적층된 복합재료 평판의 저속충격에 대한 응답을 유한요소 모델을 사 용하여 수치해석 한후, 각각의 단일적층판들의 결과와 비교하였으며, 이때의 접촉력 관계식은 Yang과 Sun이 제안한 수정된 접촉법칙을 이용하였다. 또한, 수치해석 결과 에서의 충격자의 속도변화로써 혼합적창판 배열에 따른 에너지 흡수율을 계산하였고, 이를 충격특성이 취약한 graphite/epoxy 단일 적층판의 결과와 비교 고찰하였다.
항공우주산업에서 무게를 증가시키지 않고 비행구조물의 구조적 성능을 증가시키는 것은 굉장한 잇점을 갖는다. 본 연구에서는 복합재료 평판의 무게를 증가시키지 않고 좌굴하중과 인장 파단하중을 동시에 증가시키는 혁신적인 설계 방법에 대해서 연구하였다. 원공이 있는 복합재료 적층판에서 곡선 섬유층과 직선 섬유층을 조합하여 적층판을 구성할 때 좌굴하중과 인장파단 하중이 동시에 증가되는 현상에 대하여 유한요소 해석을 사용하여 알아보았다. 원공의 크기와 적층 순서를 달리하면서 곡선섬유를 이용한 효과가 얼마나 되는지 알아보았다. 또한, 각각의 경우에 대해서 파단이 어떻게 일어나는가도 관찰하였다. 곡선섬유 평판을 제작하기 위해서는 연속적이고 부드럽게 변하는 fiber path가 필요하다. 여기서는 유한요소로 구한 섬유 방향을 사용하여 제작이 가능한 부드럽게 이어지는 fiber path를 구하는 간단한 방안을 제시하였다.
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[게시일 2004년 10월 1일]
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