최근 수 십년 사이의 항공산업의 비약적인 발전은 인류에게 있어서 먼 거리를 단시간에 갈수 있게 하여 나라마다의 국경을 없애고 전세계를 일일권으로 묶었을 뿐 아니라 항공기에 대한 기술 또한 괄목할 만큼 발달하였다. 이러한 발전에 힘입어 항공기의 다양한 분야로의 연구 또한 수행되어지고 있다. 항공기의 공력 해석, 엔진 성능, 제어 기술 및 설계분야 등에도 많은 연구가 수행되어지고 있다. 특히, 항공기의 기본 골격을 구성하고 있는 동체에 대한 구조 설계 및 재료 연구는 많은 재료 분야의 연구자에게 많은 관심을 끌고 있다. 이러한 항공기 구조의 연구 분야의 연구 중에서 손상된 항공기 구조물의 보수 보강에 대한 관심은 초기 호주 과학자들에 의해 집중연구되어 전 세계적으로 많은 연구자들이 관심을 갖고 연구에 임하고 있다. 이들의 연구는 손상된 항공기 구조물을 손쉽고 안전하게 수리함으로써 손상시 항공기의 운항 중지로 인한 경제적인 손실을 줄이는데 관심을 갖게 되었다. 초기 연구에서는 보수 보강 기법의 신뢰성과 초기 기술의 적극적인 적용의 어려움으로 인하여 대부분 군용항공기의 손상 수리에 적용되어왔으나 현재에는 민간항공기 및 경비행기류에도 적용이 시도되어지고 있다. 특히, 기존 군용 항공기에서 적용되어져 왔던 ...
최근 수 십년 사이의 항공산업의 비약적인 발전은 인류에게 있어서 먼 거리를 단시간에 갈수 있게 하여 나라마다의 국경을 없애고 전세계를 일일권으로 묶었을 뿐 아니라 항공기에 대한 기술 또한 괄목할 만큼 발달하였다. 이러한 발전에 힘입어 항공기의 다양한 분야로의 연구 또한 수행되어지고 있다. 항공기의 공력 해석, 엔진 성능, 제어 기술 및 설계분야 등에도 많은 연구가 수행되어지고 있다. 특히, 항공기의 기본 골격을 구성하고 있는 동체에 대한 구조 설계 및 재료 연구는 많은 재료 분야의 연구자에게 많은 관심을 끌고 있다. 이러한 항공기 구조의 연구 분야의 연구 중에서 손상된 항공기 구조물의 보수 보강에 대한 관심은 초기 호주 과학자들에 의해 집중연구되어 전 세계적으로 많은 연구자들이 관심을 갖고 연구에 임하고 있다. 이들의 연구는 손상된 항공기 구조물을 손쉽고 안전하게 수리함으로써 손상시 항공기의 운항 중지로 인한 경제적인 손실을 줄이는데 관심을 갖게 되었다. 초기 연구에서는 보수 보강 기법의 신뢰성과 초기 기술의 적극적인 적용의 어려움으로 인하여 대부분 군용항공기의 손상 수리에 적용되어왔으나 현재에는 민간항공기 및 경비행기류에도 적용이 시도되어지고 있다. 특히, 기존 군용 항공기에서 적용되어져 왔던 리벳을 이용한 보수 보강 기법의 2차적인 구조물손상의 우려의 단점 때문에 접착에 의한 보수 보강 기법에 관한 연구가 많이 되어지고 있다. 보수 보강을 위해 사용된 접합 구조물은 복합재료를 이용하여 구조물의 보수 보강 효과를 높여왔다. 따라서, 본 논문에서는 복합재료로 보수 보강된 항공기 구조물의 피로 수명을 예측하기 위해 실재 항공기 구조물이 받을 수 있는 유사한 형태의 하중 조건을 부여하여 실험을 수행하였다. 특히, 항공기가 노출될 수 있는 가용 온도를 부여하기 위해 분위기 온도 제어가 가능한 챔버를 이용하여 실험을 수행하였다. 실제 항공기가 지상에 노출되어질 때는 150℃ 이상까지 구조물의 표면이 올라가기도 하고, 공중에서 마하 이상의 속도로 비행 중에는 -50℃ 이하를 초과함을 기준으로 피로 실험을 상온, 100℃, 200℃, - 20℃에서 수행하였다. 또한, 항공기의 운항 조건에 따른 다양한 하중 조건을 표현하기 위해 응력비가 각각 0.1, 0.3 및 0.6 인 조건에서의 피로 실험 또한 수행하였다. 더불어, 항공기가 받는 다양한 하중 형태에 따른 보수 보강 효과를 높이기 위해 복합재료 패치의 적층방향 및 순서에 따른 피로 수명을 수행하였다. 복합재료 패치의 적층수를 6층으로 하였으며 각각 [0]_6, [±45]₃, 그리고 [90]_6 의 패치로 보강된 구조물에 대한 피로 수명을 측정하였다. 본 연구에서는 복합재료패치의 두께에 대한 연구는 수행하지 않았다. 또한 주사전자현미경을 이용하여 각 조건에서의 시편의 파단 면에 대한 관찰 또한 수행되어졌다. 이러한 관찰을 통하여 미세 관찰을 통한 결과로부터 피로 실험 결과와 비교함으로써 파단 면의 미세 파단 형태에 대한 관찰을 수행하였다. 본 논문에서는 또한 손상 수리용 작용물 (healingagent)를 내포하고 있는 100~200im의 마이크로 캡슐을 이용한 복합재료 패치보수 보강된 구조물에 대한 가능성에 대해 연구되었다. 이러한 연구를 수행하기 전에 마이크로 캡슐을 이용한 자가치료 기법의 개념과 캡슐의 제작에 대해 자세히 언급되었다. 또한 패치 보강된 구조물의 자가치료 가능성에 대한 설명을 위해 Arcan 그립을 이용한 피로 실험을 수행하였다. 본 연구의 결과로부터 온도에 대한 패치 구조물의 상온에서의 피로수명은 고온인 100℃와 저온인 -20℃에서의 피로 수명은 상온에 비해 피로 수명이 다소 떨어졌지만 200℃의 경우에 비해서; 높은 피로수명을 갖음을 알 수 있었다. 특히, 패치 구조물의 경우 저온 보다는 고온에서 피로 수명이 현격히 떨어짐을 알 수 있었다. 피로 하중의 응력비에 따른 피로 수명은 응력비가 클수록 피로 수명이 길어짐을 알수 있었다. 더불어, 복합재료 패치의 적층 순서는 구조물이 하중과 직각방향으로 적층된 90℃의 경우 가장 낮은 피로 수명을 갖고 있으나 구조물이 하중을 받는 방향으로 적층된 0℃에서 가장 효과적이었으며 45℃에서의 적층 순서 또한 효율적임을 알 수 있었다. 이러한 결과로부터 항공기 구조물의 경우 구조물의 부위에 따라 하중 조건이 다름을 볼 때, 복합재료 패치 보강 시 보강 부위의 하중 형태를 고려하여 복합재료패치의 적층 순서를 결정한다면 보수 보강시 보다 효과적이고 효율적임을 예측할 수 있었다. 패치 구조물의 피로 실험 후 파단면에 대한 미세 관찰 결과 실재실험 결과와 거의 일치함을 알 수 있었다. 다만, 피로 실험에서 분위기온도에 따른 크랙의 진전율을 관찰한 결과 실재 실험과 달리 100℃와 20℃의 경우 실험에서는 두 조건에서 모두 유사한 피로 수명을 보여주었으나 미세관찰에서는 저온에서 크랙 진전율이 크게 적음을 알 수있었다. 이러한 결과로부터 피로 실험 결과의 오차를 줄이기 위해서는 미세관찰을 병행하는 것 또한 효과적일 수 있다는 것을 보여주었다. 패치 보강된 구조물의 유한요소 해석을 위해 접합 필름 부분을 접촉 기법을 이용하여 해석하였으며, 패치 적층 순서에 따른 복합재료 패치와 알루미늄 구조물의 영향에 대해 관찰 하였다. 또한, 패치보수/보강된 구조물의 두께 방향의 응력과 크랙 진전 방향의 응력을 도식화하여 나타내었다. 두께 방향의 경우 패치 되어 있는 구조물의 경우 패치 보강되지 않은 구조물에 비해 안정적인 또한, 패치 구조물의 자가 치료를 위한 실험 결과로부터 모드 I의 경우 30%의 효과와 모드 II에서는 약 60%의 피로 수명 효과를 보임을 알 수 있었다 또한, 자가 치료 구조물의 피로 수명을 높이기 위해서는 자가 치료 부분과 파단이 일어나지 않은 부분의 변곡 지점에서의 응력집중을 줄일 경우 그 효과도 높을 것으로 판단되었다. 이러한 연구를 통하여 복합재료 패치 보강된 구조물의 손상 수리에 마이크로 캡슐을 이용한 self-healing 기법의 적용 가능성을 확인할 수 있었다.
최근 수 십년 사이의 항공산업의 비약적인 발전은 인류에게 있어서 먼 거리를 단시간에 갈수 있게 하여 나라마다의 국경을 없애고 전세계를 일일권으로 묶었을 뿐 아니라 항공기에 대한 기술 또한 괄목할 만큼 발달하였다. 이러한 발전에 힘입어 항공기의 다양한 분야로의 연구 또한 수행되어지고 있다. 항공기의 공력 해석, 엔진 성능, 제어 기술 및 설계분야 등에도 많은 연구가 수행되어지고 있다. 특히, 항공기의 기본 골격을 구성하고 있는 동체에 대한 구조 설계 및 재료 연구는 많은 재료 분야의 연구자에게 많은 관심을 끌고 있다. 이러한 항공기 구조의 연구 분야의 연구 중에서 손상된 항공기 구조물의 보수 보강에 대한 관심은 초기 호주 과학자들에 의해 집중연구되어 전 세계적으로 많은 연구자들이 관심을 갖고 연구에 임하고 있다. 이들의 연구는 손상된 항공기 구조물을 손쉽고 안전하게 수리함으로써 손상시 항공기의 운항 중지로 인한 경제적인 손실을 줄이는데 관심을 갖게 되었다. 초기 연구에서는 보수 보강 기법의 신뢰성과 초기 기술의 적극적인 적용의 어려움으로 인하여 대부분 군용항공기의 손상 수리에 적용되어왔으나 현재에는 민간항공기 및 경비행기류에도 적용이 시도되어지고 있다. 특히, 기존 군용 항공기에서 적용되어져 왔던 리벳을 이용한 보수 보강 기법의 2차적인 구조물손상의 우려의 단점 때문에 접착에 의한 보수 보강 기법에 관한 연구가 많이 되어지고 있다. 보수 보강을 위해 사용된 접합 구조물은 복합재료를 이용하여 구조물의 보수 보강 효과를 높여왔다. 따라서, 본 논문에서는 복합재료로 보수 보강된 항공기 구조물의 피로 수명을 예측하기 위해 실재 항공기 구조물이 받을 수 있는 유사한 형태의 하중 조건을 부여하여 실험을 수행하였다. 특히, 항공기가 노출될 수 있는 가용 온도를 부여하기 위해 분위기 온도 제어가 가능한 챔버를 이용하여 실험을 수행하였다. 실제 항공기가 지상에 노출되어질 때는 150℃ 이상까지 구조물의 표면이 올라가기도 하고, 공중에서 마하 이상의 속도로 비행 중에는 -50℃ 이하를 초과함을 기준으로 피로 실험을 상온, 100℃, 200℃, - 20℃에서 수행하였다. 또한, 항공기의 운항 조건에 따른 다양한 하중 조건을 표현하기 위해 응력비가 각각 0.1, 0.3 및 0.6 인 조건에서의 피로 실험 또한 수행하였다. 더불어, 항공기가 받는 다양한 하중 형태에 따른 보수 보강 효과를 높이기 위해 복합재료 패치의 적층방향 및 순서에 따른 피로 수명을 수행하였다. 복합재료 패치의 적층수를 6층으로 하였으며 각각 [0]_6, [±45]₃, 그리고 [90]_6 의 패치로 보강된 구조물에 대한 피로 수명을 측정하였다. 본 연구에서는 복합재료패치의 두께에 대한 연구는 수행하지 않았다. 또한 주사전자현미경을 이용하여 각 조건에서의 시편의 파단 면에 대한 관찰 또한 수행되어졌다. 이러한 관찰을 통하여 미세 관찰을 통한 결과로부터 피로 실험 결과와 비교함으로써 파단 면의 미세 파단 형태에 대한 관찰을 수행하였다. 본 논문에서는 또한 손상 수리용 작용물 (healing agent)를 내포하고 있는 100~200im의 마이크로 캡슐을 이용한 복합재료 패치보수 보강된 구조물에 대한 가능성에 대해 연구되었다. 이러한 연구를 수행하기 전에 마이크로 캡슐을 이용한 자가치료 기법의 개념과 캡슐의 제작에 대해 자세히 언급되었다. 또한 패치 보강된 구조물의 자가치료 가능성에 대한 설명을 위해 Arcan 그립을 이용한 피로 실험을 수행하였다. 본 연구의 결과로부터 온도에 대한 패치 구조물의 상온에서의 피로수명은 고온인 100℃와 저온인 -20℃에서의 피로 수명은 상온에 비해 피로 수명이 다소 떨어졌지만 200℃의 경우에 비해서; 높은 피로수명을 갖음을 알 수 있었다. 특히, 패치 구조물의 경우 저온 보다는 고온에서 피로 수명이 현격히 떨어짐을 알 수 있었다. 피로 하중의 응력비에 따른 피로 수명은 응력비가 클수록 피로 수명이 길어짐을 알수 있었다. 더불어, 복합재료 패치의 적층 순서는 구조물이 하중과 직각방향으로 적층된 90℃의 경우 가장 낮은 피로 수명을 갖고 있으나 구조물이 하중을 받는 방향으로 적층된 0℃에서 가장 효과적이었으며 45℃에서의 적층 순서 또한 효율적임을 알 수 있었다. 이러한 결과로부터 항공기 구조물의 경우 구조물의 부위에 따라 하중 조건이 다름을 볼 때, 복합재료 패치 보강 시 보강 부위의 하중 형태를 고려하여 복합재료패치의 적층 순서를 결정한다면 보수 보강시 보다 효과적이고 효율적임을 예측할 수 있었다. 패치 구조물의 피로 실험 후 파단면에 대한 미세 관찰 결과 실재실험 결과와 거의 일치함을 알 수 있었다. 다만, 피로 실험에서 분위기온도에 따른 크랙의 진전율을 관찰한 결과 실재 실험과 달리 100℃와 20℃의 경우 실험에서는 두 조건에서 모두 유사한 피로 수명을 보여주었으나 미세관찰에서는 저온에서 크랙 진전율이 크게 적음을 알 수있었다. 이러한 결과로부터 피로 실험 결과의 오차를 줄이기 위해서는 미세관찰을 병행하는 것 또한 효과적일 수 있다는 것을 보여주었다. 패치 보강된 구조물의 유한요소 해석을 위해 접합 필름 부분을 접촉 기법을 이용하여 해석하였으며, 패치 적층 순서에 따른 복합재료 패치와 알루미늄 구조물의 영향에 대해 관찰 하였다. 또한, 패치보수/보강된 구조물의 두께 방향의 응력과 크랙 진전 방향의 응력을 도식화하여 나타내었다. 두께 방향의 경우 패치 되어 있는 구조물의 경우 패치 보강되지 않은 구조물에 비해 안정적인 또한, 패치 구조물의 자가 치료를 위한 실험 결과로부터 모드 I의 경우 30%의 효과와 모드 II에서는 약 60%의 피로 수명 효과를 보임을 알 수 있었다 또한, 자가 치료 구조물의 피로 수명을 높이기 위해서는 자가 치료 부분과 파단이 일어나지 않은 부분의 변곡 지점에서의 응력집중을 줄일 경우 그 효과도 높을 것으로 판단되었다. 이러한 연구를 통하여 복합재료 패치 보강된 구조물의 손상 수리에 마이크로 캡슐을 이용한 self-healing 기법의 적용 가능성을 확인할 수 있었다.
Since history began, adhesive techniques have been developed and been applied to various fields. An amazlng growth in the realm of the adhesives, including not only adhesive materials, but also bonding techniques, has shone in many industries. In particular, adhesive bonded joints in production airc...
Since history began, adhesive techniques have been developed and been applied to various fields. An amazlng growth in the realm of the adhesives, including not only adhesive materials, but also bonding techniques, has shone in many industries. In particular, adhesive bonded joints in production aircraft have been applied as structural applications since World War II. Recently, the aircraft-aging dilemma has become an increasingly serious problem. As is well known, aircrafts are expensive vehicles of transportation that pull up at hangars for long periods of time for maintenance and safety checks. Therefore a repairing technique for aging aircrafts is an important subject to develop for aircraft operating countries. Because of their high stiffness, high strength, and lightweight properties, composites have found a new application in repairing aging aircraft by patching. In this study, most of the research is focused on the fatigue life of composite patch repaired structures under various test conditions. In addition, the author will also concentrate on the "self-healing" in the patch-repaired region to automatically achieve repair of the secondary crack in the patch-repaired structures. It is well known that airplanes are exposed to various temperatures by their status, which may stay on the ground or flying though the sky at the speed of sound. Temperatures vary between 150℃ and -70℃. Consequently, the importance of the effect of temperature on the fatigue life of the repaired structures cannot be overemphasized. For this reason, the results based upon the high temperature tests are compared with the results of the fatigue test under room temperature in this paper. This study involved a hybrid experimental-numerical approach undertaken with the focus on repairs of cracked, flat aluminum(2024-T3)plates. The thickness (1.6mm) was examined. These panels, 330mm long,40mm wide and with a 10mm diameter hole, were repaired with a single-sided composite patch, made of pre-cured three carbon/epoxy composites - [0]_6, [±45]₃, [90]_6-and bonded with FM73 sheet adhesive. Fatigue tests were conducted at a maximum stress of 3.3KN, a stress ratio of R=0.1,0.3,0.6 and a frequency of 8Hz at four different environment temperatures, -20℃, RT, 100℃, and 200℃. The fatigue lives of the composite patch-repaired structure are presented from these tests. The fracture surfaces are observed with an SEM machine. Arcan's grip is used to confirm the probability of the self-healing on the composite patch repaired structures. 100~200 im microcapsules are prepared by manufacturing methods to apply the self-healing tests. The patch-repaired structures with [±45˚] a stacking sequence composite patch have a similar fatigue life with [0˚]. This shows that the efficient stacking sequence of the composite patch, according to the loading conditions on the aircraft structure, is an economical, accurate and efficient method for engineers and designers to assess the damage tolerance and durability of the repalred structures. The results of the micro-mechanical observations using SEM show that the temperatures below zero produce narrow spacing of the fatigue crack growth striations compared with much higher temperatures, over room temperature, on the fracture surfaces. This means the crack growth is retarded more in low temperatures than in high temperatures. The analytical part of this study involved a three-dimensional finite element model incorporating three layers of linear elastic plate elements to model the cracked plate, adhesive, and composite patch. The analytic results are compared with the experimental results. A contact concept is applied to the adhesive film to express the bonding mechanism. From these results, it is also confirmed that this concept represents the bonding area on the composite patch repaired structures. Additionally, the stress distributions on the composite patch repaired structure are presented as an analytical result, and compared with the fractographs of SEM. The self-healing experiments are pursued in mode I and II. The fatigue life in mode I increased about 30% after inserting the microcapsules into the delamination area and reacting to the catalysis. However, in the case of mode II, the fatigue life increased about 60%, which is much hlgher than the fatigue liff of mode I. From these results, the self-healing technique is available for the composite patch repaired structures because most aircraft structures reinforced with composite patches are set on the load conditions of mode II. The potential of the self-healing technique to composite patch-repaired structures are confirmed through this research. In addition, this study provided a scientific knowledge base for efficient, reliable, and better methods for repair of thick aircraft components with bonded composite patches.
Since history began, adhesive techniques have been developed and been applied to various fields. An amazlng growth in the realm of the adhesives, including not only adhesive materials, but also bonding techniques, has shone in many industries. In particular, adhesive bonded joints in production aircraft have been applied as structural applications since World War II. Recently, the aircraft-aging dilemma has become an increasingly serious problem. As is well known, aircrafts are expensive vehicles of transportation that pull up at hangars for long periods of time for maintenance and safety checks. Therefore a repairing technique for aging aircrafts is an important subject to develop for aircraft operating countries. Because of their high stiffness, high strength, and lightweight properties, composites have found a new application in repairing aging aircraft by patching. In this study, most of the research is focused on the fatigue life of composite patch repaired structures under various test conditions. In addition, the author will also concentrate on the "self-healing" in the patch-repaired region to automatically achieve repair of the secondary crack in the patch-repaired structures. It is well known that airplanes are exposed to various temperatures by their status, which may stay on the ground or flying though the sky at the speed of sound. Temperatures vary between 150℃ and -70℃. Consequently, the importance of the effect of temperature on the fatigue life of the repaired structures cannot be overemphasized. For this reason, the results based upon the high temperature tests are compared with the results of the fatigue test under room temperature in this paper. This study involved a hybrid experimental-numerical approach undertaken with the focus on repairs of cracked, flat aluminum(2024-T3)plates. The thickness (1.6mm) was examined. These panels, 330mm long,40mm wide and with a 10mm diameter hole, were repaired with a single-sided composite patch, made of pre-cured three carbon/epoxy composites - [0]_6, [±45]₃, [90]_6-and bonded with FM73 sheet adhesive. Fatigue tests were conducted at a maximum stress of 3.3KN, a stress ratio of R=0.1,0.3,0.6 and a frequency of 8Hz at four different environment temperatures, -20℃, RT, 100℃, and 200℃. The fatigue lives of the composite patch-repaired structure are presented from these tests. The fracture surfaces are observed with an SEM machine. Arcan's grip is used to confirm the probability of the self-healing on the composite patch repaired structures. 100~200 im microcapsules are prepared by manufacturing methods to apply the self-healing tests. The patch-repaired structures with [±45˚] a stacking sequence composite patch have a similar fatigue life with [0˚]. This shows that the efficient stacking sequence of the composite patch, according to the loading conditions on the aircraft structure, is an economical, accurate and efficient method for engineers and designers to assess the damage tolerance and durability of the repalred structures. The results of the micro-mechanical observations using SEM show that the temperatures below zero produce narrow spacing of the fatigue crack growth striations compared with much higher temperatures, over room temperature, on the fracture surfaces. This means the crack growth is retarded more in low temperatures than in high temperatures. The analytical part of this study involved a three-dimensional finite element model incorporating three layers of linear elastic plate elements to model the cracked plate, adhesive, and composite patch. The analytic results are compared with the experimental results. A contact concept is applied to the adhesive film to express the bonding mechanism. From these results, it is also confirmed that this concept represents the bonding area on the composite patch repaired structures. Additionally, the stress distributions on the composite patch repaired structure are presented as an analytical result, and compared with the fractographs of SEM. The self-healing experiments are pursued in mode I and II. The fatigue life in mode I increased about 30% after inserting the microcapsules into the delamination area and reacting to the catalysis. However, in the case of mode II, the fatigue life increased about 60%, which is much hlgher than the fatigue liff of mode I. From these results, the self-healing technique is available for the composite patch repaired structures because most aircraft structures reinforced with composite patches are set on the load conditions of mode II. The potential of the self-healing technique to composite patch-repaired structures are confirmed through this research. In addition, this study provided a scientific knowledge base for efficient, reliable, and better methods for repair of thick aircraft components with bonded composite patches.
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