• 비파괴검사학회지
• /
• 제30권1호
• /
• pp.46-53
• /
• 2010

항공기용 복합재료 내부 여러 층에서 발생하는 박리를 정량적으로 평가하기 위한 X-ray 후방산란 검사장치를 개발하였다. 복합재료 두께방향으로의 역산란 밀도변화로부터 층간 박리를 검사하는 슬릿 방식의 카메라와 컴퓨터로 제어되는 X-ray 선원, 그리고 센서로 구성되는 X-ray 후방산란장치를 제작하여 그 성능을 충격하중에 의해 만들어진 인공결함시편을 이용해 검증하였다. 결함평가를 위해 복합재료내 산란장의 크기를 이론적으로 계산하는 수학적 해석 모델을 볼츠만 방정식을 이용하여 제안하였으며 적응필터 알고리즘을 사용하여 산란 노이즈를 최소화 하였다. 다중 박리 결함을 X-ray 후방산란장치를 통해 효과적으로 검출하였으며, 박리 위치와 박리 상태를 모두 정확하게 검사할 수 있음을 실험을 통해 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제47권10호
• /
• pp.687-694
• /
• 2019

초경량 항공기 구조의 날개 보로 사용되는 원통형 복합재료 날개 보는 굽힘 모멘트와 전단하중을 동시에 받고 있는 구조물이다. 하지만 기존의 일반 원통형 보는 상하부의 굽힘 모멘트, 좌우부의 전단하중을 지지하는 구조적 특성을 고려하지 못하므로 비효율적일 수 있다. 따라서 섬유각 또는 복합재료를 적절히 배열하여 효율적으로 구조물을 만드는 것이 필요하다. 본 연구에서는 원통형 복합재료 보의 굽힘강도와 전단강도의 증가를 위해 보의 단면을 상하좌우로 분할하여 적층순서를 달리함으로써 효율적인 하중지지가 가능하게 하였다. 상용 프로그램 MSC/NASTRAN을 이용한 구조해석을 통해 원호 분할각과 섬유각에 따른 수직변위, 수직변형률, 전단변형률 계산하였다. 계산 결과에 따르면 새롭게 제안된 원통형 보의 분할각과 섬유 방향각을 선택하여 구조 강도를 증가시킬 수 있음을 제시하였다.

• Composites Research
• /
• 제18권6호
• /
• pp.9-18
• /
• 2005

복합재료가 항공기 구조물 및 기계부품 등에 폭 넓게 적용됨에 따라, 복합재료 구조물에서 가장 취약한 복합재료 체결부의 설계는 매우 중요한 연구 분야로 대두되고 있다. 본 논문에서는 기계적으로 체결이 된 단일 및 다중 핀 하중을 받는 복합재료 평판에서 응력분포에 대한 해석적인 연구를 수행하였다. 또한, 기계적체결부인 핀과 구멍간에서 접촉 문제를 다루기 위하여 접촉응력해석을 이용한 유한요소 모델이 사용되었으며, 응력분포를 정량적으로 비교하기 위하여 무차원화한 응력집중계수를 이용하였다. 단일 핀 하중을 받는 경우에 대하여 적층순서, 원공의 지름에 대한 평판 폭의 비 (W/D ratio), 원공의 지름에 대한 끝단에서 원공까지의 길이의 비 (En ratio), 마찰계수, 와셔의 조임력 등에 대한 영향을 알아보았으며, 다중 핀 하중을 받는 경우에 응력집중계수를 이용하여 핀의 개수, 피치, 열의 개수, 열 간격 및 원공의 배치형상의 영향에 대하여 알아보았다. 단일 핀 하중을 받는 경우에 대한 결과로부터, DBLT (Double-Bias-Longitudinal Transverse) 복합재료 평판에서 응력이 가장 민감하게 나타나는 것을 알 수 있었고, 원공의 지름에 대한 평판 폭의 비와끝단에서 원공까지의 길이의 비에 따른 응력의 변화가 민감하게 나타나는 것을 확인할 수 있었다. 또한, 다중핀 하중을 받는 경우에 대한 응력해석의 결과로부터, 원공이 2열로 배치된 복합재료 평판에서 응력집중현상이 가장 적게 일어나는 것을 확인하였다. 이러한 해석을 통하여, 체결부에서 나타나는 응력분포로부터 복합재료 평판에서의 파손형태를 예측할 수 있다.

• Composites Research
• /
• 제33권6호
• /
• pp.365-370
• /
• 2020

항공기에서의 결빙은 동체 전체의 무게증가로 인한 연료 효율 감소, 거칠기 생성으로 인한 항력 증가, 센서의 오작동 등과 같은 문제의 원인이다. 폴리우레탄 탑코트의 경화온도인 60℃에서의 경화시간에 따른 폴리우레탄 탑코트의 점도를 실시간으로 측정하였고 이 데이터를 통해 폴리우레탄 탑코트의 시간 별 점도에 대해 파악하였다. 실리카 나노입자는 초음파분산을 통해 에탄올 내에 분산을 진행하였고, 각기 다른 선경화 조건을 진행한 폴리우레탄 탑코트 위에 도포를 진행하였다. 실리카/폴리우레탄 탑코트 나노복합재료의 표면 거칠기는 표면 거칠기 테스터를 사용하여 측정하였고 표면 거칠기 데이터는 3차원 매핑을 사용하여 시각화 하였다. 선경화 시간에 따른 실리카와 폴리우레탄 탑코트 간의 접착력은 인발접착시험(Adhesion pull-off test)를 통하여 평가를 진행하였고, 표면 소수성은 증류수를 이용한 정적 접촉각을 통해 평가하였다. 최종적으로 소수성 표면을 위한 폴리우레탄 탑코트의 최적 선경화 시간을 파악할 수 있었다.

• 한국염색가공학회:학술대회논문집
• /
• 한국염색가공학회 2012년도 제46차 학술발표회
• /
• pp.20-20
• /
• 2012

최근, 수송기기 분야는 국제 환경규제 강화에 따른 CO2 절감, 연비향상, 경량화를 위한 기술적 수요가 증대되고 있으며, 그린카, 그린선박 등 친환경 수송기기에 대한 연구가 활발히 진행되고 있다. 하지만, 기존의 금속소재가 가지는 경량화의 한계를 극복하기 위해서는 CFRP, GFRP 등 금속대체 복합소재를 적용한 수송용 경량부품 개발에 대한 필요성이 요구되고 있다. 복합소재는 섬유사이에서 응력을 전달하는 기지(Matrix)와 하중을 전달하는 섬유(Fiber)의 종류와 양 및 적층 각도에 따라 수송용 부품에 적합한 기계적 특성을 얻을 수 있고, 높은 비강도와 비강성의 값을 갖게 되어 경량화가 용이한 장점이 있다. 반면, 섬유재의 종류, 성형방법, 경화온도 등에 따라 물리적 특성에 큰 변화가 발생하며, 수지의 경화조건에 따라 성형시간이 많이 소요되는 단점을 가지고 있다. 따라서, 본 연구에서는 자동차, 선박, 항공기, 철도차량 등 각종 수송기기의 경량화를 목적으로 생산성 향상 및 성형시간 절감을 위해 열가소성 수지, 저온속경화 수지를 적용하여, 경화 시간을 단축시키고, 3D-fabric 및 다층구조 직물을 Vacuum Infusion 공법으로 성형하여, 기존의 섬유재 적층시 소요되는 작업 공정을 간소화 할 수 있도록, 고속성형 복합소재를 적용한 수송용 경량부품 개발에 관한 연구를 수행하였다.

• 한국전산구조공학회논문집
• /
• 제30권5호
• /
• pp.445-452
• /
• 2017

본 연구에서의 날개 앞전은 날개의 공기역학적인 기능뿐만 아니라 조류 등의 외부의 손상을 줄 수 있는 것으로부터 날개 내부 구성요소를 보호하고 안전한 항공기 운항을 위한 반드시 필요한 구조 요소이다. 복합재 무인기의 날개 경량화를 위한 최적의 제작 모델을 비교 검토하였다. MSC. Patran/Nastran을 이용한 유한요소해석을 통하여 비틀림 하중의 변위 형상을 비교 확인하였으며, 각 모델들의 비틀림 강도 실험을 통하여 적층 유형, 두께 변화 및 형상 적용에 따른 경량화 성능 개선을 확인하므로써 소형 복합재 무인기 최적의 경량화 날개 앞전스킨의 형태를 제시하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제49권7호
• /
• pp.539-547
• /
• 2021

회전익 항공기의 로터 블레이드는 공기역학, 구조적 유연성, 제어 가능성 등의 상호작용 효과를 고려한 설계가 필요하다. 역설계는 형상정보 및 실험결과를 통해 공통된 특성을 갖는 구성품을 설계할 때 유용하게 사용될 수 있다. 본 논문에서는 BO-105 헬리콥터의 복합재 로터 블레이드를 선정하여 공통된 특성을 갖도록 역설계하고자 하였다. 이를 위해 로터 블레이드를 여러 구간으로 나누어 복합재료가 단면에 따라 연속적으로 적층될 수 있도록 역설계를 수행하였다. 각 구간에 대해서는 variational asymptotic beam sectional analysis (VABS) 단면해석 프로그램을 사용하여 설계안의 플랩 방향, 래그 방향 및 비틀림 강성값이 실험 결과와 일정 수준 이하의 차이를 갖도록 하였다. 최종으로 CAMRAD II를 통해 특정 비행 조건에서 로터 블레이드에 작용하는 하중을 예측한 후 설계된 블레이드가 구조적으로 유효한지 확인하였다.

• 항공우주시스템공학회지
• /
• 제16권6호
• /
• pp.8-17
• /
• 2022

항공기 날개에 사용되는 스킨-스트링거 패널은 기계적 체결과 접착 체결로 인하여 응력 집중과 접착 분리가 발생할 수 있다. 이를 고려하여, 3차원 직조 복합재료를 이용해 스킨과 스트링거를 일체시킨 패널을 설계하였다. 본 논문에서는 일체형 패널의 기계적 물성을 예측하기 위하여 기하학적 모델링 기법을 제안하였다. 시편의 기하학적 변수를 측정하고 섬유 다발의 패턴을 함수식으로 정의해 기하학적 모델링을 수행하였다. 이를 검증하기 위하여 iso-strain, iso-stress 가정을 사용한 가중평균모델을 통해 각 부재의 기계적 물성을 예측하고 유한요소해석을 수행해 압축시험 결과와 비교하였다. 제안한 기하학적 모델링 기법을 통해 스킨-스트링거 일체형 패널의 기계적 물성을 실험적 방법보다 효율적으로 예측하였다.

• 융합신호처리학회논문지
• /
• 제25권1호
• /
• pp.39-45
• /
• 2024

최근 국내뿐만 아니라 전 세계적으로 항공기 산업의 패러다임이 4차 산업혁명시대를 기점으로 하여 크게 변화하고 있으며 ICT 및 AI 신기술이 융합되고 군수 중심으로 형성되어 있던 드론 시장이 민수시장까지로 서비스가 전반적으로 확대되고 있다. 또한 드론은 배터리를 장착하여 작동하며 배터리를 사용하는 제품군은 제품의 경량화가 중요한 요소 중에 하나이다. 가벼운 만큼 배터리의 소모가 작으며, 효율을 극대화할 수 있기 때문이다. 따라서 최근에는 이러한 경량화하기 위해서 복합소재를 활용하고 있다. 경량화뿐만 아니라 고기능성(난연, 염수 등)을 위해서 프로펠러뿐만 아니라 기체, 내장재, 바닥판, 구동장치, 배터리 하우징 등 대부분의 영역에 적용되고 있으며 핵심기술로 부각되고 있다. 따라서 본 논문에서는 최근 경량화의 목적으로 부각되고 있는 세라믹섬유 복합소재를 활용하여 드론의 가장 핵심 요소인 프로펠러를 대상으로 소음 및 강도를 개선하고자 하며, 이와 더불어 저소음의 기능적인 디자인을 채택하여 제작함으로써 프로펠러의 성능을 검증하고자 한다.

• 한국항행학회논문지
• /
• 제23권4호
• /
• pp.281-288
• /
• 2019

비행시험은 항공기 개발 및 인증을 비롯한 항공기 수명 주기에서 감항성 유지를 위해 반드시 수행해야 하는 중요한 절차로서 관련 표준에 대한 적합성을 입증 또는 검증하기 위한 것이다. 비행시험 항공사고 분석 결과는 항공기 자체 요소뿐만 아니라 다양한 복합 원인에 의해 발생되었음을 확인한다. 국제민간항공기구는 항공기 사고 방지를 위해 안전관리시스템 구축 및 이행을 권고하고 있으나 비행시험의 특수성은 반영되어 있지 않다. 이에 항공선진국들은 이해관계자의 비행시험 안전관리 수행을 지원하기 위해 별도의 기준을 제공하고 있다. 본 논문에서는 국내 국가종합비행성능시험장 구축에 맞춰 항공선진국의 관련 규정을 조사, 분석하고 조직 구성, 안전 및 리스크 관리, 비행 운영, 인력 관리, 행정 사항 등의 내용을 포함하는 비행시험 운영 매뉴얼 개발을 위한 정부차원의 기준 안을 제시한다.