• Composites Research
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• 제36권4호
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• pp.270-274
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• 2023

필라멘트 와인딩 공정을 사용한 FRP 복합재의 적층 구조는 기존의 FRP 복합재의 적층 구조와는 다를 뿐만 아니라 일반적인 적층 구조를 토대로 기계적 물성에 대해서 분석하고자 한다면 그에 대한 영향을 파악하는 것이 어렵다. 따라서 전반적인 성능을 향상시키기 위해 기계적 물성을 개선하고 교차 적층 구조를 최적화하는 것이 필수적이다. 따라서 본 연구는 비정질 할로이사이트 나노튜브(Amorphous Halloysite Nanotubes, A-HNT)를 5개의 층 배열을 통해 교차 적층 탄소 섬유 강화 플라스틱(CFRP) 구조의 저속 충격 특성에 미치는 영향을 조사하는 것을 목표로 한다. 중량 낙하식 충격시험을 통하여 라미네이트의 저속 충격 특성을 확인하였으며, 충격을 가한 후에 현미경을 통하여 충격 파손 모드와 손상 정도를 비교 평가하였다. 나노 입자의 첨가 여부에 따른 각각의 교차 적층 구조 라미네이트를 10 J과 15 J의 충격에너지에서 비교하였다. 10 J의 경우 흡수에너지는 각 구조에서 비슷한 경향을 보였다. 그에 비해 15 J의 경우 흡수에너지는 각 구조에서 다른 흡수에너지를 가지며, 나노 입자가 첨가되지 않은 구조가 가장 높은 흡수에너지를 가진다. 또한 광학현미경을 통하여 각 구조에서 다양한 충격 파손 모드가 관찰되었다.

• 한국해양공학회지
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• 제12권1호
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• pp.23-31
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• 1998

Kind 1 propeller shaft in ships is the shaft which is provided with effective measures against corrosion by sea water, or the shaft which is made of approved corrosion resistance materials. The propeller shaft other than specified above is Kind 2. Thus, this study is mainly concerned with the resistance to fatigue damage in sea water against stress concentrations due to the notches. The results obtained can be summarized as follows; (1) The stress increases with curing time, however, when the curing time reaches at 96 hours the stress becomes a constant value. The elongation decreases with curing time, however, when the curing time reaches at 48 hours the elongation becomes a constant value. Thus, in case of FRP coating on propeller shaft, it is necessary to cure for 48 hours at least. (2) The relation of $\sigma$$_n$-K$_t$ is to be classified into two parts, which is a part where fracture nominal stress, $\sigma$$_n$, decreases with increasing $K_t$, and a part where $\sigma$$_n$ is nearly constant independent of $K_t$. (3) According to a linear notch mechanics, the measure of severity controlling the fracture in notched FRP body is the notch root radius, $\rho$. The notched static strength of an arbitrary specimen will be estimated from $\sigma$$_{max}$ -1/$\rho$ curve. (4) Through the observation of cross section after fatigue test, the part of interface was kept good condition irrespective of loading conditions.

• 한국복합재료학회:학술대회논문집
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• 한국복합재료학회 2001년도 추계학술발표대회 논문집
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• pp.105-110
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• 2001

Autoclave curing using the vacuum bagging method is widely used for the manufacture of advanced composite prepreg airframe structures. Due to increasing use of advanced composites, specific techniques have been developed to repair damaged composite structures. In order to repair the damaged part, it is required that the damaged areas be removed, such as skin and/or honeycomb core, by utilizing the proper method and then repairing the area by laying up prepreg (and core) then curing under vacuum using the vacuum bagging materials. It shall be cured either in an oven or autoclave per the original specification requirements. Delamination can be observed in the sound areas during and/or after a couple times exposure to the elevated curing temperature due to the repeated repair condition. This study was conducted for checking the degree of degradation of properties of the cured parts and delamination between skin prepreg and honeycomb core. Specimens with glass honeycomb sandwich construction and glass/epoxy prepreg were prepared. The specimens were cured 1 to 5 times at $260^{circ}F$ in an autoclave and each additionally exposed 50, 100 and 150 hours in the $260^{circ}F$ oven. Each specimen was tested for tensile strength, compressive strength, flatwise tensile strength and interlaminar shear strength. To monitor the characteristics of the resin itself, the cured resin was tested using DMA and DSC. As a results, the decrease of Tg value were observed in the specific specimen which is exposed over 50 hrs at $260^{circ}F$. This means the change or degradative of resin properties is also related to the decrease of flatwise tensile properties. Accordingly, minimal exposure on the curing temperature is recommended for parts in order to prevent the delation and maintain the better condition.

• Composites Research
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• 제17권1호
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• pp.10-17
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• 2004

본 연구에서는 이관능성 에폭시(DGEBA)와 polymethylmethacrylate(PMMA)를 블랜딩하여 열적 특성과 기계적 계면특성을 측정하였다. 열적 특성은 DSC, DMA, 그리고 TGA를 이용하였으며, 블랜드의 기계적 계면특성을 측정하기 위해 contact angle로 표면자유에너지를 조사하였고, 파괴인성은 $K_{IC}$로 측정하고 $K_{IC}$ 실험 후 파괴단면을 SEM을 이용하여 관찰하였다. 실험 결과, 경화 온도와 유리전이 온도는 PMMA의 첨가에 의해 증가하는 것을 확인할 수 있었다. 또한 블랜드의 표면자유에너지는 PMMA의 저함량에서 높은 값을 나타내었고, 이는 비극성 요소의 증가와 극성 요소의 존재에 의한 것으로 판단된다. 블랜드의 파괴인성 측정 결과 5 phr에서 최대값을 나타내었다. 이는 DGEBA/PMMA 간의 상용성 또는 거대분자 사슬에서 물리적 결합의 증가에 기인하는 것으로 판단된다.

• Composites Research
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• 제18권4호
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• pp.14-20
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• 2005

방향족아민 경화제의 벤젠링 사이의 관능기 변화가 반응특성, 기계적특성 및 열적특성에 미치는 영향을 고찰하기 위하여 범용 에폭시수지인 DGEBF와 방향족아민 경화제 DDM, DDS 각각을 1:1의 당량비로 혼합하여 동일한 조건으로 경화하였다. 그 결과 에폭시수지 경화물의 특성은 경화제의 벤젠링 사이의 관능기 구조에 따라 매우 큰 영향을 받았다. 즉, 벤젠링 사이에 길이가 길고 bulky한 술폰기를 포함한 DDS는 반응성, 열안정성, 밀도, shrinkage($\%$), 선팽창계수, 인장탄성율. 인장강도, 굴곡탄성율, 굴곡강도의 값이 벤젠링 사이에 메틸기를 가지는 DDM 경화물계 보다 높게 나타났지만, epoxide기의 전환율, 유리전이온도의 값은 낮게 나타냈다. 이것은 술폰기의 강한 전기음성도와 메틸기의 전기 양성적인 repulsive한 성질의 차이에 의한 영향인 것으로 판단된다. 굴곡 파단면의 관찰 결과는 DDS 경화물계의 각개 grain이 불규칙적으로 분포되어 있음을 확연하게 보여준다.

• Composites Research
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• 제24권4호
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• pp.48-54
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• 2011

본 연구에서는 탄소/에폭시 복합재 단일겹침 접착체결부의 염수 수분율이 체결부의 강도 및 파손모드에 미치는 영향을 연구하였다. 시편은 이차접착 방식으로 제작하였고, $71^{\circ}C$, 3.5% 염수환경에서 수분율 0, 0.2, 0.5, 1.0, 2.0%(포화상태)를 갖도록 노출시켰다. 수분율별 시편은 각 8개씩이고, 두 종류의 시험환경을 고려하여 총 80개의 시편에 대한 시험을 수행하였다. 시험결과 복합재 체결부의 강도는 수분율이 2%(포화상태)에 도달하면 감소하지만 그 이전 과도상태(약 1% 근처까지)에서는 오히려 증가하는 것으로 나타났다. 또한 수분율 1%까지는 고온 환경에서의 강도가 상온 강도보다 2~5% 가량 높게 나타났다. 그러나 수분 포화된 고온 환경 체결부의 강도는 상온 강도 대비 약 5% 가량 저하되는 것으로 나타났다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권6호
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• pp.39-44
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• 2005

섬유금속적층판(Fiber Metal Laminates, 이하 FML)에서 알루미늄과 유리섬유/에폭시 복합재료 사이의 열팽창 계수의 차이는 경화공정 시 FML내부에 열 잔류응력을 남기게 되며, 이러한 열 잔류응력은 FML의 피로특성과 항복강도에 영향을 주게 된다. 잔류응력을 예측하기 위해 두 가지 실험법이 제안 되었으며, 이론식을 통해 그 결과를 예측하고, 실제 실험을 수행하여 그 값을 확인 하였다. 또한, 열 잔류응력의 제거 및 응력의 역전을 위하여 후-인발 가공이 수행 되었으며, 가공 이후 발생한 FML내의 잔류응력이 측정 되었다. 예측된 열 잔류응력 결과와 실험을 통한 값이 일치함을 보이며, 후-인발 가공을 통하여 열 잔류응력 제거 및 항복강도의 증가가 발생하였다.

• Composites Research
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• 제14권3호
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• pp.1-9
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• 2001

피로 손상을 입은 복합재료 적층보의 모재 균열로 인한 유효 휨 강성 저하 모델를 제시하고 이 모형에 대한 고유 진동수 변화를 예측하는 새로운 비파괴 예측 모델을 개발하였다. 인장 하중하에서 피로 손상을 입은 직교 복합재료 적층보의 고유진동수는 유효 휨 강성 저하를 $0^{\circ}$층과 $90^{\circ}$층의 탄성 계수와 함수 관계로 둠으로서 복합재료 적층보의 피로수명을 예측하였다. 피로 하중하에서 복합재료 적층보의 $90^{\circ}$층 탄성 계수 저하와 다른 층($0^{\circ}$층)에 본래 갖고 있는 탄성 계수를 적층판 이론에 적용하여 유효 휨 강성을 유도하였다. 직교 복합재료 적층보에 대해 피로 실험시 초기의 파단 양상은 대개 $90^{\circ}$층에서의 모재 균열이 지배적으로 나타나는데, 이를 이용하여 고유진동수 감소 모델은 직교 복합재료 적층보에서의 고유진동수 대 피로 사이클 곡선을 나타낼 수 있었다. 이와 같은 고유진동수 감소 모델의 타당성을 입증하기 위하여 $[{90}_2/0_2]_s$ 탄소섬유/에폭시 복합재료 적층보에 대한 진동 실험을 수행하였다. 본 모델의 예측 결과와 실험 결과가 잘 일치하는 바 본 논문에서 제시한 강성 저하 모델의 타당성을 입증하였다.

• Composites Research
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• 제17권6호
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• pp.37-43
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• 2004

경화제의 사슬길이와 화학구조 차이가 반응특성, 열적, 기계적특성에 미치는 영향을 조사하기 위하여 선형구조를 가지고 양쪽 막단기에 에폭시기를 갖는 범용 에폭시수지인 DCEBF를 양쪽 관능기가 동일하고 주쇄의 사슬길이가 서로 다른 선형아민 경화제인 EDA와 HMDA로 각자 1:1 당량비로 혼합하여 예비 및 후 경화조건으로 경화하였다. 그 결과, 수지 경화물의 특성은 경화제 주쇄의 탄소원자수에 따라 큰 영향을 받는 것으로 밝혀졌다. 즉, 주쇄의 길이가 짧은 EDA 경화계는 길이가 긴 HMDA 경화계보다 열안정성, 밀도, 부피수축(%), 유리전이온도, 인장탄성률 및 인장강도, 굴곡탄성률 및 굴곡강도의 값이 높게 나타났고, 반면에 최대발열온도, 에폭시기의 전환률, 선팽창계수의 값은 낮게 나타났다. 이는 주쇄의 탄소원자수 2개를 가지는 EDA가 3차원 망목상 공간구조 형성과정에서 packing capability가 우수하여 rigid한 특성을 가지기 때문이다. 굴곡 파단 특성은 굴곡탄성률과 굴곡강도와 밀접한 관계를 나타내었다.

• Composites Research
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• 제25권2호
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• pp.54-61
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• 2012

본 연구에서 유리섬유/에폭시 복합재를 이용한 2 MW 풍력터빈 시스템 타워에 대한 특정 구조설계 절차가 하중 분석, 단계적 설계 변경 통한 최적 구조설계 및 해석을 통해 새로이 제안되었다. 최적 타워 설계는 풍력터빈 시스템 단가의 20% 이상을 차지하는 중요한 구조물 이다. 타워 구조 설계 시, 풍하중, 블레이드, 나셀, 타워 등에 의한 자중, 블레이드 공기 역학적 항력 등의 3가지 하중이 고려된다. 초기의 복합재 구조설계는 단순 설계기법과 혼합설계기법을 병용 하였다. 상용 유한요소 해석 프로그램인 MSC.NASTRAN/PATRAN을 통하여 구조적 안전성을 검토 하였다. 최종 제안한 타워 형상은 모든 설계 요구조건을 충족함을 확인하였다.