• Composites Research
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• 제18권4호
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• pp.35-43
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• 2005

여러 복합재료 성형공정 중에서, Resin Transfer Molding(RTM)은 부피가 크고 일체형의 고성능 제품을 생산하기에 적합한 공정으로 주목받고 있다. 금형충전 중, 섬유 예비성형품과 금형벽면간의 밀착이 제대로 되지 않아 발생하는 Race-track 현상과 금형재의 섬유예비성형품의 압착, 접힘, 뭉침 등에 의한 섬유부피분율의 불균일성과 같은 예기치 못한 영향이 나타나기도 한다. 이로 인해 유동선단이 불안정해지고, Dry spot 생성에 따른 제품의 기계적 성질이 저하되기도 한다. 본 연구에서는 최적의 조건을 적용한 이상적인 성형공정과 Race-track 현상 및 불균일한 섬유부피분율 등의 조건을 적용한 실제적인 성형 공정간의 실시간비교를 통한 공장변수 조절과 유동선단 제어를 수행함으로써 이러한 결함을 줄이려고 하였다. 이를 위해, 수치해석을 통해 투과율 Map구성과 압력조절 등을 이용한 제어기법의 타당성을 검토하였으며, 실제공정에서 가능한 여러 가지의 결함이 있는 경우에 대하여 제어를 시도하여 만족한 만한 수지의 충전을 얻을 수 있었다.

• Composites Research
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• 제29권5호
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• pp.315-320
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• 2016

일반적으로 항공기 복합재 구조물은 고압의 오토클레이브(Autoclave)를 이용하여 제작하고 있으나 제작 가능한 크기가 제한적이고 고가라는 단점이 있다. 최근 전통적인 오토클레이브 공정을 대체하기 위해 Out-of-Autoclave(OoA) 공정에 대한 연구가 많이 이루어지고 있다. 최근에 개발된 OoA 프리프레그는 오븐에서 경화가 가능하기 때문에 장비 투자비와 경화 비용이 낮을 뿐만 아니라 오토클레이브 프리프레그와 유사한 품질을 나타내는 것으로 알려져 있다. 그러나 OoA 공정은 낮은 압력 때문에 복잡한 형상의 부품을 결함없이 제작하기는 매우 어렵다. 본 연구에서는 최신 OoA 프리프레그를 이용하여 Skin-Spar-Rib 일체형 복합재 부품을 제작하고 단면 관찰 결과를 통해 기존 오토클레이브 공정의 대체 가능성을 판단하고자 한다.

• Composites Research
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• 제25권3호
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• pp.65-69
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• 2012

본 논문에서는 금속 핀으로 보강된 일체성형 복합재 단일겹침 체결부에 대해, 보강 핀이 체결부의 파손거동에 미치는 영향을 시험으로 연구하였다. 핀의 지름(0.3, 0.5, 0.7 mm)과 밀도(0.5, 2.0, 4.0%)를 달리하여 총 6종류의 시편을 제작하였다. 복합재료와 보강핀은 각각 Toray사의 일방향 탄소-에폭시 프리프레그 T700-12K-31E#2510와 스테인리스 강이다. 핀 밀도가 매우 낮은 한 경우(0.5%)를 제외하고는, 모든 체결부에서 두께방향 핀의 보강으로 인해 초기균열의 발생이 더 빨라지는 것으로 나타났다. 그러나 극한강도는 최대 45%까지 증가하고, 특히 접착면의 완전한 분리 후에도 대변형 상태에서 핀이 추가적인 하중을 지지함으로써, 구조물이 안정적 파괴거동을 갖도록 하는 것을 확인하였다.

• Composites Research
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• 제28권4호
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• pp.155-161
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• 2015

본 연구는 복합재료 구조물에 전기-기계 변환 기능을 융합한 센서-구조 일체형 복합재료 구조물 제작 방법에 관한 것으로 복합재료 구조물 자체가 센서 역할을 수행할 수 있도록 하여 구조 스스로 충격이나 진동 신호를 감지하고 손상 위치 또는 손상 정도를 실시간으로 모니터링 할 수 있는 다기능 복합 구조물에 관한 연구이다. 복합재 구조물에 전기-기계 변환 기능을 부여하기 위해 복합재 제작에 사용되는 에폭시 수지 대신 전기-기계 변환기능을 갖는 $Pb(Ni_{1/3}Nb_{2/3})O_3-Pb(Zr,\;Ti)O_2$ (PNN-PZT) 분말과 에폭시 수지를 1:30 wt% 혼합하여 제작된 스마트 수지를 사용하였다. Hand Lay-up 공법과, VARTM(Vacuum Assisted Resin Transfer Molding) 성형 방법을 이용하여 유리섬유에 스마트 수지를 함침시켜 센서-구조 일체형 복합재료 구조물을 제작하였다. 구조물을 센서로 사용하기위해 시편의 윗면과 아랫면에 전도성 도료를 사용하여 전극을 제작하였고, 고전압 앰프를 이용하여 상온에서 30분간 4kV/mm의 전계로 분극 처리를 수행하였다. 이후 충격망치를 사용하여 시편에 충격을 가했을 때 출력되는 전기 신호와 충격망치 신호를 비교하여 충격 신호 감응 및 감도를 측정하고 그 결과를 기술하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1997년도 제9회 학술강연회논문집
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• pp.28-28
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• 1997

복합재료 부품을 설계할 때 필연적으로 한 부품이 두 가지 역할을 해야 하는 경우, 적용할 소재의 특성이 두 가지 필요조건을 만족하는 경우는 문제없으나 그렇지 않으면 단일 부품을 두 가지 소재로 설계/제조하여야 한다. 이때 계면의 강도를 최대로 할 수 있는 방법중의 하나가 involute construction 공정이며, 이 공정을 적용하는데 필요한 패턴설계와 적층 공정 및 두 소재사이의 계면 위치 등에 관하여 연구하였다. 계면의 형상을 톱니형으로 하기 위하여 패턴 설계는 1부품에 4가지 설계가 필요하고 적층 공정은 적층 치구를 이용하여야 한다. 계면의 위치는 적층 오차, 성형 중 수축 등을 고려하여 설계하여야 원하는 치수로 부품을 제작할 수 있다는 결론을 얻을 수 있었다. 적층 오차와 성형 중 수축에 의한 양을 분석하여 재 설계하였으며 그 결과 원하는 부분에 정확히 계면을 위치하게 할 수 있는 방법을 개발하였다. 2질 일체형 부품을 이러한 방법으로 제작하면 fabric prepreg를 이용하는 어떤 방법 보다도 정확한 부품을 제작할 수 있을 것으로 생각된다.

• 대한기계학회논문집A
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• 제25권1호
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• pp.115-126
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• 2001

In this paper, through a series of comparative experiments, effects of two different cure processing methods, cocure and precure, on the mechanical properties of honeycomb core materials for aircraft applications are considered. Mass of moisture accumulated into the closed cells of the sandwich panel specimen from the measured mass of moisture diffused to the full saturation state into the elements(skin, adhesive layer, Nomex honeycomb), consisting the honeycomb sandwich specimen has been calculated. Water reservoir of 70$\^{C}$ was used to have specimens absorb moisture to see the influence of moisture absorbed into sandwich panel on its mechanical properties. For the repair condition holding for 2 hours at 177$\^{C}$(350℉) temperature, a pressure due to the vapor expansion in each cell of the sandwich panel, which may result in the local separation of the interface between laminated skin and the surface of the honeycomb, has been estimated by vapor pressure-temperature relation from the thermodynamic steam table and compared to the pressure from the ideal gas state equation. The bonding strengths of the laminated skins on the flat surface of the Nomex honeycomb have been compared by the flatwise tension test and climbing drum peel test performed at room temperature for dry, wet and wet-repair specimens, respectively.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제10권4호
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• pp.50-58
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• 2016

선행 연구 개발을 통하여 장기 체공 태양광 무인기 복합재 날개의 경량화는 매우 중요한 요소임을 확인하였다. 날개 외피의 좌굴 방지와 비틀림 방지 역할을 하는 구조물인 리브는 날개의 구성 요소 중에 필수적이다. 본 연구는 최적의 복합재 리브를 설계, 제작하기 위하여 복합소재의 이방성 특성을 고려한 다양한 적층 패턴 적용 및 형상에 대하여 리브를 제작하였고. MSC. Patran/Nastran을 이용한 유한요소 해석을 통하여 최대 하중 및 변위 형상을 확인하였으며, 구조 시험을 통하여 측정된 시험 결과를 바탕으로 최적의 리브를 제시하였다.

• Composites Research
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• 제31권2호
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• pp.69-75
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• 2018

본 연구에서는 직물 탄소섬유강화플라스틱 복합재를 직교 격자 형상으로 적층한 패널 구조를 제안하고, 기계적 특성에 대한 분석 및 연구를 수행하였다. 프리프레그를 재단하여 적층하는 방식으로 직교 격자 구조를 제작하였으며, 하부의 적층판과 오토클레이브 공정 일체 성형을 통해 격자 패널 구조를 제작하였다. 본 연구에서는 인장, 압축, 전단, 굽힘 하중을 부가하여 제안된 격자 패널 구조의 거동을 확인하였으며, 이러한 시험을 통해 본 직교 격자 구조물의 강성 증가 효과를 입증하였다. 또한, 유한요소해석 모델을 구축하여 시험 결과와 비교하였으며, 이를 통해 시험과 해석의 타당성을 확인하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제10권1호
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• pp.43-50
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• 2016

In order to suggest the optimal manufacturing technology of composite wings of solar-powered unmanned aerial vehicles, this study compared forming technologies to reduce wing weight for long-endurance flight and to improve the manufacturing process for cost-saving and mass production. It compared the manufacturing time and weight of various composite wing molding technologies, including cocuring, secondary bonding, and manufacturing by balsa. As a result, wing weight was reduced through cocuring methods such as band type composite fiber/tape lamination technology, which enabled prolonged flight duration. In addition, the reduced manufacturing time led to a lower cost, which is a good example of weight lightening for not only small solar-powered UAVs, but also composite aircraft.

• 한국소성가공학회:학술대회논문집
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• 한국소성가공학회 2005년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.171-175
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• 2005

Automotive parts manufacturers are doing their best to strengthen the competitiveness. They are developing a large variety of new manufacturing technologies to reduce the manufacturing cost. Combined One Body Stamping(C.O.B.S) is one of the remarkable technologies to reduce production cost. C.O.B.S makes possible to form several parts together in a process using only one die set while conventional stamping demands the same number of die sets to the number of parts. But the deformation mechanism in C.O.B.S is more complicated because the interactions between blanks. So the interaction effects should be considered in the stage of initial blank shape design. In the study, a blank design method to consider the interactions between blanks was proposed and verified through the simulations and experiments. A commercial incremental FE code, LS-Dyna, was used to simulate the C.O.B.S Process. And a reverse one step FE code, Hyper Form, was used to predict initial blank shape. The boundary conditions of the reverse one step FE analysis were determined by the proposed method.