• 대한기계학회논문집A
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• 제23권11호
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• pp.1886-1895
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• 1999

The delamination behavior of multidirectional carbon-fiber/epoxy composite laminates under 10NA intermediate and high rates of test, up to rate of about 11.4m s has been investigated using the double cantilever beam specimens. The mode I loading under rates above l.0m/s showed considerable dynamic effects on the load-time curves and thus higher values of the average crack velocity than that expected from a simple proportional relationship with the test rate. The modified beam analysis utilizing only the opening displacement and crack length exhibited an effective means for evaluating the dynamic fracture energy $G_{IC}$. Based on the assumption of constant flexural modulus, values of $G_{IC}$ at the crack initiation and arrest were decreased with an increase of the test rate up to 5.7m/s, but the maximum $G_{IC}$ was increased at 11.4m/s.

• 한국철도학회논문집
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• 제12권1호
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• pp.110-114
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• 2009

본 연구에서는 스카프 패취가 접착된 복합소재 샌드위치 적층판의 압축강도 회복특성을 평가하였다. 본 연구에서는 알루미늄 허니콤 심재와 CF1263 직조된 탄소/에폭시 면재를 갖는 틸팅열차차체에 적용된 샌드위치 시험편이 이용되었다. 샌드위치 시험편은 저속충격에 의해 손상을 가하고, 스카프 보수기법에 의해 보수되었다. 보수 후 CAI시험을 통해 충격 후 압축강도를 평가하여 강도회복정도를 정량적으로 규명하였다. 본 시험으로부터 단지 스카프 보수를 적용한 경우 약 72%정도의 강도를 회복하였고, 추가보수층 한층을 추가했을 경우 약 91%까지 강도를 회복시킬 수 있음을 확인하였다.

• Composites Research
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• 제12권6호
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• pp.1-7
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• 1999

본 논문은 탄소/에폭시 적층판의 온도변화에 대한 열팽창계수 변화를 예측하고 실험적으로 검증한 것으로 재료의 주축 방향에 대한 기계적 탄성 특성과 열팽창계수를 상온에서 경화온도 범위까지 측정하였으며 온도 함수로 특성화 하였다. 온도 함수로 특성화된 물성을 고전 적층판 이론에 적용함으로써 온도 변화에 대해 일반 적층각 적층판 복합재료의 열팽창계수를 예측할 수 있는 해석적 모델을 제시하였다. 이를 증명하기 위해서 일반 적층각 적층판의 열팽창계수를 측정하였으며 이를 해석적 모델로 계산된 예측치와 비교하였다. 실험적 검증 결과 온도 변화에 대한 일반 적층판의 열팽창계수의 변화가 제시된 해석적인 계산 방법을 사용함으로써 적절하게 예측될수 있음을 볼수 있다.

• 한국복합재료학회:학술대회논문집
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• 한국복합재료학회 2004년도 춘계학술발표대회 논문집
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• pp.173-177
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• 2004

In this study, the effect of laminate thickness on the compressive behaviour of composite materials was investigated through systematic experimental work using the stacking sequences, [04]ns, [45/0/-45/90]ns and [45n/0n/-45n/90n]s (n = 2 to 8). The stacking sequence effects on failure strength of multidirectional laminates were examined. For this purpose, two different scaling techniques were used; (1) ply-level technique [45n/0n/-45n/90n]s and (2) sub laminate level technique [45/0/-45/90]ns. An apparent thickness effect existed in the lay-up with blocked plies, i.e. unidirectional specimens $([0_4]ns)$ and ply-level scaled multidirectional specimens ([45n/0n/-45n/90n]s). From the investigation of the stacking sequence effect, the strength values obtained from the sub laminate level scaled specimens were slightly higher than those obtained from the ply level scaled specimens. The measured failure strengths were compared with the predicted values

• Composites Research
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• 제25권5호
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• pp.141-146
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• 2012

본 논문에서는 Tsai-Wu 파손이론을 적용하여 Carbon/Epoxy 복합재 적층판으로 이루어진 자전거 휠의 경량화를 위한 적층수와 적층각에 대한 강도설계에 대하여 연구하였다. 복합재료는 적층수와 적층각에 따라 강도와 강성이 변하기 때문에 적용되는 설계 하중 조건에 따른 구조물의 최취약부에서 파손이 일어나지 않도록 최적의 적층각과 최소의 적층수를 찾아야한다. 따라서 유한요소해석을 이용하여 복합재 자전거 휠에 부가되는 수직, 복합하중조건에 대하여 가장 안정적인 적층수 및 적층각을 구하였다. 휠에 적용되는 적층각은 $[0]_{8n}$, $[90]_{8n}$, $[0/90]_{2ns}$, $[{\pm}45]_{2ns}$, $[0/{\pm}45/90]_{ns}$으로 적층수를 변화시켜가며 유한요소해석을 수행하였다. 해석 결과로부터 $[0/{\pm}45/90]_{3s}$의 적층각이 파손에 안정적인 적층각 임을 제안하였다. 또한 이를 통하여 휠의 최취약부를 알 수 있었다.

• Composites Research
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• 제12권3호
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• pp.1-7
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• 1999

Al2024-T3 판재에 카본/에폭시(carbon/epoxy) 라미네이트를 섬유배열 방향 $0^{\circ}$/$90^{\circ}$ 및 $\pm$$45^{\circ}$로 2 Plies 보강하여 CPAL(Carbon Patched ALuminum alloy)재를 제작하고, 응력비 R=0.2, 0.5에서 피로균열전파 실험을 실시하였다. X-Ray와 초음파 C-Scan 장비를 이용하여 A/2024-T3 판재의 균열과 CFRP 라미네이트 박리 거동을 조사하여 피로균열 지연 거동과 지연기구(mechanism)를 연구하였다. A/2024-T3 시험편에 비해서 CPAL 시험편은 피로균열전파속도가 현저하게 지연되었으며, 지연 정도는 $0^{\circ}$/$90^{\circ}$ CPAL이 $\pm$$45^{\circ}$ CPAL 시험편보다 크고, 응력비 R=0.2에서 응력비 R=0.5보다 크게 나타났다. CPAL 시험편의 피로균열 지연 효과는 균열후방의 박리 및 비박리 CFRP 라미네이트가 A/2024-T3 판재의 균열열림(COD)을 감소시키는 균열브리징미케니즘(crack bridging medhanism) 때문에 발생함을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권9호
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• pp.862-868
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• 2010

국내에서 미국과 상호항공안전협정 체결을 위해 소형 항공기를 개발 중이다. 연구 대상 항공기는 경량화를 위하여 전기체 복합재료가 적용되었다. 그러나 복합재 구조는 충격 손상에 취약하다. 따라서 본 연구에서는 항공기 복합재 구조의 손상 평가 및 유지 보수 기법 연구를 수행하였다. 탄소/에폭시 UD 라미네이트와 탄소/에폭시 패브릭 스킨-허니컴코어 샌드위치 복합재 라미네이트의 손상은 중량 낙하식 충격 시험기를 활용하여 모사되었으며 손상된 시편은 손상 부위 제거 후 외부 패치 적용 방안을 적용하여 수리하였다. 손상 전 시편, 손상 후 시편, 유지 보수된 시편의 압축 강도 시험 및 해석 결과를 비교하였다. 그리고 마지막으로 유지 보수 후 강도 복원 능력이 평가되었다.

• Composites Research
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• 제12권4호
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• pp.1-7
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• 1999

비선형 하중/변위 거동을 나타내는 모재 지배 복합재료의 피로수명 예측을 이론과 실험에 의해 연구하였다. 재료의 비선형성을 고려하기 위해 초기 피로계수와 탄성계수의 관계를 나타내는 응력함수를 도입하였다. 피로계수와 참고계수 개념을 기반으로 하여 새로운 피로수명 예측식이 가한 하중 수위의 함수로 유도되었다. 예측 결과는 직교이방성 탄소섬유/에폭시 적층판을 사용한 원통형 시편의 비틀림 피로 실험과 비교되었으며, 제안된 식은 실험치와 잘 일치하였다.

• Composites Research
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• 제26권1호
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• pp.21-28
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• 2013

본 논문에서는 유효 면적의 제한이 있는 복합재 적층판의 탄도한계속도를 예측하였다. 탄도한계속도를 예측하기 위해 정적압입 관통실험과 고속충격 실험 그리고 준실험식을 이용하였다. 정적압입 관통실험을 통해 하중-변위 데이터를 취득하고 이를 이용해서 관통에너지를 측정하였다. 고속충격 실험을 통해 실제 관통 속도 및 관통 에너지를 측정하였다. 정적압입 관통실험과 고속충격 실험을 통해 구한 에너지를 이용해 준실험식을 만들고, 준실험식과 고속충돌 실험결과와 비교해 보았다. 위 방법을 이용해 탄도한계속도를 예측하였고 정적압입 관통 실험과 준실험식에 의한 탄도한계속도 예측의 타당성을 확인하였다.

• 한국정밀공학회:학술대회논문집
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• 한국정밀공학회 1993년도 추계학술대회 논문집
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• pp.650-655
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• 1993

Carbon/epoxy composite(CFRP) coupons previously damaged by low velocity impact were tested under static tensile loading and microscope progress of damage was characterized by ultrasonic C-scan, Scanning Acoustic Microscopy (SAM) and Acoustic Emission(AE) techniques which were based on the application of elastic waves. The degress of impact damage has been correlated with the AE activity during monotonic or loading/unloading tensile testing as well as the result of ultrasonic test. The coupons were subjected to impact velocities ranged from 0.71 to 2.17 m/sec, which introduced the amount of damage rated as 0%, 10%, 30%, and 50% with reference to the total absorbed energy at fracture. Special attention was paid to determine optimal AE parameters to characterize the microscopic fracture process and to predict the residual strength of composite laminates. AE RMS voltage during the early stage of tensile loading was found an effective parameter to quantify the degree of impact damage. It was also found that the Felicity ratio is closely related to the stacking sequence and the residual strength of the CFRP laminates.