• 한국복합재료학회:학술대회논문집
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• 한국복합재료학회 2002년도 추계학술발표대회 논문집
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• pp.245-248
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• 2002

Research on the high performance and strength thermoplastic/continuous fiber composites was performed. New concept of impregnating die for developing continuous strand and prepreg tape of engineering plastic/glass fiber was introduced and estimated. Fully impregnated prepreg strand and tape was successfully manufactured through the new pin structure of impregnating die and control of spreading variable. Also design variables for stability of increasing processing speed were shown. And tensile strength of prepreg tape manufactured in this study was much higher than composites made by other competition company.

• 한국복합재료학회:학술대회논문집
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• 한국복합재료학회 2004년도 춘계학술발표대회 논문집
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• pp.254-257
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• 2004

Fiber placement system (FPS) carries out an advanced composites process which orients high strength reinforcing fibers in specific directions. The process includes wet winding, thermoset tape winding, thermoset prepreg placement and thermoplastic prepreg placement. FPS have the advantage of tape laying and filament winding with computer control and software. Using FPS can reduce costs, cycle times, structural weight, and handwork/rework when manufacturing composite parts. The sleeve extension is a part of the helicopter rotator systems. In this study, The sleeve extension composites were manufactured using FPS and tensile properties of this composites were characterized using universal testing machine(UTM).

• 항공우주시스템공학회지
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• 제10권1호
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• pp.103-110
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• 2016

This study shows the statistical properties of the domestic composite material prepregs test result. During the last three years(2012.5~2015.6) the prepreg specimen tests have been performed by referring to NCAMP developed test procedure which was approved by FAA. The database of (1) Carbon Tape, (2) Glass Fabric, and (3) Carbon Fabric composite material prepregs' characteristics have been established for certified aircraft structures. This qualified materials can be used for aircraft structural design through proper material equivalency procedures.

• 한국복합재료학회:학술대회논문집
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• 한국복합재료학회 2003년도 추계학술발표대회 논문집
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• pp.230-233
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• 2003

Among the various manufacturing processes of composites, the tape lay-up process of thermoset prepreg has many advantages compared to autoclave or hot press forming. It has a high potential to process automation and continuous fabrication. In this study, temperature distribution of composite exposed in hot gas was studied numerically and the validity of the analysis was verified by the experiments.

• 한국복합재료학회:학술대회논문집
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• 한국복합재료학회 2004년도 추계학술발표대회 논문집
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• pp.241-245
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• 2004

Among the various manufacturing processes of composites, the tape lay-up process of thermoset prepreg has many advantages compared to autoclave or hot press forming. It has a high potential to process automation and continuous fabrication .. Fiber placement developed as a logical combination of filament winding and automated tape placement to overcome some of the limitations of each manufacturing method. Fiber placement uses a compaction device to apply direct contact between the incoming materials in the fiber placement head and Heat is added to the materials at the nip point of the compaction roller. This paper will discuss property of thermoset composite as compaction and heat effect in Automated fiber placement

• 항공우주시스템공학회지
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• 제15권6호
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• pp.19-25
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• 2021

This paper presents a method that uses the stress failure criteria to predict the tensile failure strength of open-hole laminates with stress concentrations. The composite material used in this study corresponds to a 177 ℃ cured, carbon/epoxy unidirectional tape prepreg. The results obtained by testing ten different laminates were compared and analyzed to verify the tensile strength of the open-hole laminates predicted using the proposed stress failure criteria. The findings of this study confirm that the tensile strength predictions performed using the proposed method are generally accurate, except in cases involving highly soft laminates (10% of 0° ply).

• 한국진공학회지
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• 제16권2호
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• pp.153-159
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• 2007

KSTAR 장치의 저온 component에 헬륨을 공급하기 위한 헬륨라인은 크게 두 가지로 이루어져 있다. 냉동기에서 KSTAR 저온용기 외부까지의 트랜스퍼 라인과, 저온용기 내부의 헬륨라인이다. KSTAR 장치는 3가지 종류의 헬륨을 사용하여 각 저온 component를 냉각하는데, 초전도 자석 시스템과 버스라인에는 초임계 헬륨, 전류인입장치에는 액체 헬륨, 열차폐체에는 가스 헬륨을 공급한다. 저온용기 내부의 헬륨라인은 냉동기에서 저온용기 근처까지 연결된 배관을 저온용기 내부의 각 장치에 최단거리로 열손실 없이 설치하여 각 장치가 정상 작동하도록 하는데 그 목적이 있다. 저온용기 내부의 헬륨라인은 최대 20bar로 가압되는 운전시간 동안에 헬륨누설 없이 설치되어야 한다. 그리고 상온으로 부터의 복사열을 차단하기 위하여 다층절연제로 배관을 감싸주어야 하고 고전압 부분은 프리프레그 테잎으로 절연되어야 한다. 전기절연체는 세라믹과 스테인레스 스틸 튜브를 브레이징 접합 방법으로 연결하여 만들어진 것으론 배관과 배관, 배관과 저온 component간의 절연을 위해 사용되고, 헬륨라인과 동일하게 4.5K 초임계 헬륨온도에서 누설이 없어야 한다. 따라서 모든 전기절연체는 액체질소에 침전시켜 열충격을 가하고, 내부에 30 bar를 가압하여 진공 누설시험을 한다. 그리고 초전도 자석과 배관의 절연체로 사용되므로 15kV 고전압 절연 검사를 한다. 전기절연체의 세라믹 부분은 구조적 보강을 위하여 추가적으로 표면에 절연 작업을 한다. 현재 대부분의 저온용기 내부의 헬륨 라인은 설치 완료되어 있으며, 최종 검사가 진행 중이다.

• Composites Research
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• 제18권3호
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• pp.38-46
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• 2005

3차원 복합재료의 뛰어난 특성을 확인하기 위하여 저속충격 시험을 하였다. 복합재료의 3차원 구조는 자동적층 공정 (ATP, Automated Tape Placement)과 스티칭 (stitching) 방법으로 제조하였다. 이 방법은 일정한 폭을 가지는 탄소섬유/에폭시 프리프레그 테이프를 균일한 간격을 두고 층 별로 서로 직교 적층한 후 비어 있는 공간 사이를 케블라 섬유로 스티칭하는 성형법이다. 새로운 3차원 복합재료와 기존의 프리프레그 시트(sheet)를 사용한 2차원 복합재료와의 충격특성을 비교하기 위하여 저속충격 시험을 하였으며, C-scan에 의한 충격손상 면적 확인 및 충격 후 압축시험을 하였다. 3D 복합재는 스티칭을 하기 위한 간격으로 인하여 복합재료의 전체 섬유 체적율이 낮아졌기 때문에 충격 전 압축 강도는 2D 복합재에 비해 낮았으나 충격 후 파손면적은 약 $30-40\%$의 감소를 보였으며, 충격 전 압축 강도에 패한 충격후 압축강도 비율은 약 $5-10\%$의 증가를 보였다. 스티칭에 의해 충격 후 압축강도는 전반적으로 향상되었으나, 30J의 충격 에너지부터는 그 효과가 감소하였으며 35J 이상의 충격에서는 스티칭 효과가 없었다.

• 대한기계학회논문집A
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• 제40권10호
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• pp.907-911
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• 2016

본 논문에서는 회귀분석법(regression analysis method)을 사용하여 개발된 복합재 적층판의 압축 파손강도값을 수록하였다. 본 논문에 사용된 복합재료는 $350^{\circ}F(177^{\circ}C$)에서 경화되는 Carbon/Epoxy UD Tape 프리프레그(Cycom G40-800/5276-1)이며 운용온도 범위는 $-60^{\circ}F{\sim}+200^{\circ}F$($-55^{\circ}C{\sim}+95^{\circ}C$)이다. 시편은 $0^{\circ}$, $+45^{\circ}$, $-45^{\circ}$ 및 $90^{\circ}$층으로 적층된 8종류의 노치없는 적층판으로 총 56개 시편으로 구성하였다. 시험방법은 ASTM-D-6484 규정을 사용하였다. 적층판의 압축 파손강도값은 적층판 내 $0^{\circ}$와 ${\pm}45^{\circ}$층의 적층비율을 변수로 하는 회귀 분석법(regression analysis method)을 사용하여 획득하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권1호
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• pp.35-40
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• 2019

본 연구의 목적은 항공기 구조개발에 널리 적용되고 있는 탄소섬유 복합재의 피로특성을 확인하고, 실기체 피로시험에 활용되고 있는 자료를 획득하는 것이다. 복합재 구조의 내구성 및 손상허용성의 평가는 주로 피로시험을 통하여 이루어지며, 실기체 피로시험에 적용되고 있는 파라미터에는 피로수명계수와 하중증대계수가 있다. 탄소섬유/에폭시 일방향 및 직물형 복합재로 시편을 제작하였으며, 응력비와 적층패턴을 달리하여 피로시험을 수행하였다. Sendeckyj 모델을 적용한 와이블 분포와 개별적인 피로수명에 대한 와이블 분포를 이용하여 형상 파라미터를 분석하였다. 또한 신뢰도를 고려한 피로수명계수와 하중증대계수를 평가하였다.