• 한국복합재료학회:학술대회논문집
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• 한국복합재료학회 2002년도 추계학술발표대회 논문집
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• pp.33-37
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• 2002

Recently, composites have been widely applied in the sporting goods, automobile, aerospace industry. As the use of advanced composites increase, specific techniques have been developed to repair damaged composite structures. In order to repair the damaged part, it is required that the material in the damaged area be removed first by utilizing the proper method, and prepreg be laid up in the area and cured under vacuum using the vacuum bagging materials. In curing process, either in an oven or autoclave is to be delamination can be occurred in the sound areas during and/or after the exposure to the elevated curing temperature in case that the repair process is repeated. Therefore, this study was conducted to evaluate the degree of degradation of properties of the cured parts and how it affects to the delamination phenomenon between laminated skin and honeycomb core.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 1995년도 춘계학술대회논문집; 전남대학교, 19 May 1995
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• pp.67-72
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• 1995

본 연구에서는 섬유강화 복합재료로 구성된 항공기 날개를 외팔보 형태 구조물로 모델링하고 동특성 해석을 위해 횡전단변형 이론과 고전 적층판 이론을 적용, Rayleigh-Ritz 방법에 의한 진동해석을 수행한뒤 진동 발생시 효과적으로 제어할 수 있는 방법을 제시하고 시뮬레이션을 통하여 동특성 향상을 정량적으로 제시하였다. 진동을 제어하기 위한 방법으로서 수동적, 능동적 방법을 모두 사용하고 있는데, (보다 자세한 사항은 참고문헌[12] 참조) 본 연구에서는 TMD(Tuned Mass Damper)를 사용하지 않고 복합소재 구조물의 성질을 이용한 탄성배열설계(Structural Tailoring)로 수동적 의미의 면진효과를 거둘 수 있게 하였다. 능동 제어의 경우 되먹임(feedback) 제어기를 이용, 이산(discret) 작동기(actuator)를 통하여 외팔보의 휨 및 비틀림 모우드를 함께 제어하여 효과적인 제어기를 설계하였다.

• 한국정밀공학회:학술대회논문집
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• 한국정밀공학회 2004년도 춘계학술대회 논문요약집
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• pp.76-76
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• 2004

하이브리드 복합재료 중에서 적충형태의 Al/GFRP는 단일재 알루미늄에 비해 피로특성, 비강도, 비강성 등이 매우 우수하여 Fig. 1과 같이 항공기 주익 구조에 주로 적용된다. 그러나 이러한 Al/GFRP 적층재 역시 장시간에 걸쳐 비행하중을 받게 되면 다양한 형태의 파손이 발생할 수 있다. 이 중 알루미늄층과 섬유층 사이에서 발생하는 층간분리는 Al/GFRP 적층재의 대표적인 피로파손 형태이며, 현재 이러한 파손은 다 방면으로 연구되고 있다.(중략)

• 한국복합재료학회:학술대회논문집
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• 한국복합재료학회 2004년도 춘계학술발표대회 논문집
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• pp.75-78
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• 2004

Traditionally aluminum alloy have been used in manufacturing of aircraft structures, and semi-monocoque structural concept have been mainly applied in structural design of fuselage and wing. However, recently monocoque structural concept is applied in many small-size aircraft structures manufactured with composite materials. In such case appling monocoque structural concept, in initial conceptual design stage on wing, it is not easy to analyze shear flow using classical shear flow analytical method because composite skin structure can support span-wise tension/compression stress as well as sectional shear stress. In this study, an extended shear-flow analytical method to apply to composite monocoque structural concept was developed through extending the classical shear-flow analytical method.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1998년도 제10회 학술강연회논문집
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• pp.34-34
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• 1998

일반 항공기 및 상용 복합 구조재의 경우에는 내부에 결함이 생길 경우 유지 및 보수가 용이하나 복합재 압력 용기의 경우에는 다양한 환경 변화를 겪게 되며 또한 유지 및 보수가 힘들다는 제약 조건이 있으므로 단열재로 사용되는 인슈레이션 고무와 FRP간의 접착, 가황 고무와 미가황 고무 사이의 접착 등 여러 가지 이종 재질들 간의 접착이 매우 중요한 변수가 될 뿐만 아니라 압력 용기의 전체적인 성능에도 상당한 영향을 미치게 된다. 이러한 시스템들은 제작 조건에 따라 결함이 발생하는 빈도가 차이가 나며 특히 가혹한 환경 조건하에서도 내구성을 보여야 하므로 본 실험에서는 다양한 환경 조건, 성형 조건을 가지는 FRP/고무, 고무/고무 접착 시스템의 계면 접착력을 측정한 후 이로부터 환경 노화에 저항성이 강한 최적의 접착제 및 접착 조건 등을 확립하고자 하였다.

• 대한기계학회논문집A
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• 제37권4호
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• pp.503-509
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• 2013

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 충격손상은 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.

• Composites Research
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• 제36권3호
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• pp.211-216
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• 2023

선박, 항공기 구조물을 설계할 때 경량화 및 강도를 만족할 수 있도록 설계하는 것은 중요하다. 현재, 경량화와 구조물의 강도를 만족시키기 위한 방법으로 3D 프린트 복합재료를 이용한 위상 최적화에 관련된 연구가 활발히 이루어지고 있다. 본 연구에서는 항공기 또는 무인기의 부품 중 하나인 조종면에 대한 3D 프린트 복합재료의 적용 가능성을 분석하기 위해 구조해석을 수행했다. 조종면의 내부 위상 형상에 대해 3가지(육각형, 사각형, 삼각형) 형상을 고려하여 굽힘 하중에 대한 조종면의 최적의 위상 형상을 분석하였다. 또한 3D 프린트 복합재료의 4가지 강화재(탄소섬유, 유리섬유, 고강내열유리섬유, 케블라)를 적용했을 때의 조종면의 굽힘 강도를 분석하였다. 3점 굽힘 실험결과와 구조해석 결과를 비교한 결과, 탄소섬유와 케블라로 제작된 육각형의 위상 형상을 갖는 조종면이 우수한 성능을 갖는 것을 확인하였다. 이를 통해 조종면에 대해 3D 프린트 복합재를 충분히 적용 가능할 것으로 판단된다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제20권6호
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• pp.134-141
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• 2019

본 논문은 회전익 항공기의 수평 안정판의 설계 개선에 관한 연구이다. 회전익 항공기의 수평 안정판은 항공기의 피치, 요 등의 거동을 안정화시키는 역할을 수행한다. 이러한 역할로 인해 수평 안정판은 회전익 항공기의 비행 안전에 영향을 미치는 주요 구성 요소(비행안전품목)로 관리되고 있다. 그러나 국내 회전익 항공기 운용 중, 수평 안정판의 내부 구조에 균열이 발견되어 설계 개선의 필요성이 제기되었다. 본 논문에서는 파면 분석과 구조 해석을 통해 수평 안정판 내부 구조 균열의 근본 원인을 2가지로 분석하였다. 첫 번째는 볼트 체결 시 부가되는 체결 토크이며, 두 번째는 항공기 기동에 따른 Lead-lag 거동이다. 이 2가지 원인을 개선하기 위하여 본 연구가 수행되었으며 그 결과 볼트 체결 방법, 볼트 체결 플랜지 구조 및 두께를 변경하고 복합재 링을 추가로 적용하였다. 설계 개선의 검증을 위해 구조 해석이 수행되었으며 구조강도가 향상된 것을 확인할 수 있다. 또한 내부 구조물 (Rib 1)의 피로해석을 수행하여 요구 사항이 충족되었음을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권3호
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• pp.74-81
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• 2004

복합재 주익을 실험용 경항공기급에 적용하기 위하여, 복합재료의 특성과 제작공정을 고려한 일련의 기본 설계와 해석과정을 보이고 그 결과를 수록하였다. Schrenk 방식 (NACA TM No. 948) 과 FAR part 23 Appendix A의 근사방법을 이용하여 공력하중해석을 수행하였으며, 이에 의거한 구조하중 조건을 만족함과 동시에 복합재 구조의 장점을 반영할 수 있도록 주요 부재를 배치하였다. 제작공정과 동일한 조건에서 성형된 시편들에 대해 실험을 수행하여 선정재료의 설계기준치를 확보하였고, 단순화된 상자형 날개보에 대해 최대 변형 률 파괴기준식을 적용하여 구조의 안전도를 평가하였다.

• Composites Research
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• 제25권6호
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• pp.186-190
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• 2012

복합재료가 기계부품 및 항공기 구조물에 폭 넓게 적용됨에 따라, 복합재료 구조물에서 가장 취약한 복합재료 체결부의 설계는 매우 중요한 연구 분야로 대두되고 있다. 본 논문에서는 다양한 원공공차를 가지는 복합재료 볼트 조인트와 핀 조인트의 강도를 상호 비교하였다. 실험결과로부터 조인트의 원공공차가 $880{\mu}m$일 때 원공공차가 $0{\mu}m$ 보다 첫 번째 파손하중의 볼트 조인트는 24.2 %, 핀 조인트는 51.3 %의 강도저하가 발생되었다. 또한, 이에 대한 유한 요소 해석을 수행하여 파손지수를 계산하고 실험값과 상호 비교하였다.