[국내논문]항공용 복합재 단일겹침 접착 체결부의 제작공정에 따른 강도 연구 Strength of Composite Single-Lap Bonded Joints with Various Manufacturing Processes for Aircraft Application원문보기
본 논문에서는 항공기 구조용 탄소 복합재 단일겹침 접착 체결부에서, 파손하중에 영향을 미치는 주요인자들의 효과를 실험으로 연구하였다. 실험을 위해 제작공정 4가지, 겹침 길이 5가지, 모재 두께 4가지에 대한 시편 총 335개를 제작하였다. 예상대로 겹침길이가 감소할수록, 모재두께가 증가할수록 파손강도가 높아지는 것을 확인하였다. 그러나 제작공정의 측면에서는, 접착제가 없는 일체성형 시편과 이차접착 시편의 강도가 동시접착이나 접착제를 사용한 일체성형 시편에서보다 높은 파손강도를 보이는 흥미로운 사실을 발견하였다. 특히 이차접착 시편의 강도가 일체성형 시편의 강도와 유사하거나 더 높은 현상을 발견하였는데, 이는 접착제의 강도가 모재의 층간강도보다 높거나 최소한 비슷한 수준임을 의미하는 것으로 볼 수 있다.
본 논문에서는 항공기 구조용 탄소 복합재 단일겹침 접착 체결부에서, 파손하중에 영향을 미치는 주요인자들의 효과를 실험으로 연구하였다. 실험을 위해 제작공정 4가지, 겹침 길이 5가지, 모재 두께 4가지에 대한 시편 총 335개를 제작하였다. 예상대로 겹침길이가 감소할수록, 모재두께가 증가할수록 파손강도가 높아지는 것을 확인하였다. 그러나 제작공정의 측면에서는, 접착제가 없는 일체성형 시편과 이차접착 시편의 강도가 동시접착이나 접착제를 사용한 일체성형 시편에서보다 높은 파손강도를 보이는 흥미로운 사실을 발견하였다. 특히 이차접착 시편의 강도가 일체성형 시편의 강도와 유사하거나 더 높은 현상을 발견하였는데, 이는 접착제의 강도가 모재의 층간강도보다 높거나 최소한 비슷한 수준임을 의미하는 것으로 볼 수 있다.
Failure strengths of composite single-lap adhesive joints were investigated with various parameters such as manufacturing method, overlap length and adherend thickness. A total of 335 single-lap joint specimens were tested under tension. Specimens were fabricated with 4 different manufacturing proce...
Failure strengths of composite single-lap adhesive joints were investigated with various parameters such as manufacturing method, overlap length and adherend thickness. A total of 335 single-lap joint specimens were tested under tension. Specimens were fabricated with 4 different manufacturing processes; cocuring without and with adhesive, secondary bonding and co-bonding. Each manufacturing process has 5 different overlap lengths and 4 different thicknesses, respectively. As expected, failure strength is higher in thicker adherend joints and lower in larger overlap length specimens. Interesting result is that the secondary bonded joints show the higher strength than the cobonded and cocured joints with adhesive, and give close or even higher strength compared with non-adhesive cocured case.
Failure strengths of composite single-lap adhesive joints were investigated with various parameters such as manufacturing method, overlap length and adherend thickness. A total of 335 single-lap joint specimens were tested under tension. Specimens were fabricated with 4 different manufacturing processes; cocuring without and with adhesive, secondary bonding and co-bonding. Each manufacturing process has 5 different overlap lengths and 4 different thicknesses, respectively. As expected, failure strength is higher in thicker adherend joints and lower in larger overlap length specimens. Interesting result is that the secondary bonded joints show the higher strength than the cobonded and cocured joints with adhesive, and give close or even higher strength compared with non-adhesive cocured case.
* AI 자동 식별 결과로 적합하지 않은 문장이 있을 수 있으니, 이용에 유의하시기 바랍니다.
문제 정의
본 연구에서는 제작공정(4종류 : 접착제가 없는 일체성형 체결부, 접착제가 있는 일체성형 체결부, 이차접착 체결부, 동시접착 체결부)을 달리한 복합재 접착 체결부에 대해 겹침길이(5종류), 모재 두께(4종류)와 같은 인자들이 강도 및 특성에 어떤 영향을 미치는지를 체계적으로 연구하였다. 연구를 위해 사용한 항공기 구조용 복합재료는 Cytec사의 CYCOM 5276-1/G40-600-24K(탄소/에폭시 프리프레그)이고, 접착제는 필름 형태의 고온경화용 접착제인 Cytec사의 FM 300K이다.
가설 설정
12에는 각 제작공정에 따른 전형적인 하중-변위 곡선을 나타내었다. 하중이 크지 않으므로 기계 자체의 변위는 충분히 작다고 가정하고, 시험기의 변위를 사용하였다. 하중-변위 곡선은 파손이 발생하기 전까지 대체로 선형적인 형태로 나타난다.
제안 방법
이차접착 방법으로 제작할 경우 제작 몰드의 형태에 따라 필렛(fillet)이 형성되지만, 일체성형의 경우 제작공정의 특성상 필렛이 거의 생성되지 않는다. 따라서 본 연구에서는 일관성 유지를 위해 모든 시편에서 필렛이 생성되지 않게 제작하였다.
본 연구에서 고려한 제작공정은 총 4가지로 Fig. 1의 위에서부터 접착제가 없는 일체성형 방법(cocuring without adhesive; CCN), 접착제가 있는 일체성형 방법(cocuring with adhesive; CCA), 이차접착 방법(secondary bonding; SEB), 동시접착 방법(co-bonding; COB)이다.
대상 데이터
4가지의 제작공정에 대하여 모재 두께를 4종류 즉, 1.52 mm(8층), 4.57 mm(24층, 기준적층, basic), 6.09 mm(32층), 7.62 mm(40층)으로 변화시켜 제작한 153개의 시편에 대해 실험을 수행하였다. 적층순서는 [45/0/-45/90]S (8층), [45/0/-45/90]3S (24층), [45/0/-45/90]4S (32층), [45/0/-45/90]5S (40층)이다.
본 연구에 앞서 실험으로 구한 필름 형태의 접착제 FM 300K의 물성치는 E=3.1 GPa, S=58.3 MPa, υ=0.382 이다.
본 연구에서는 CYCOM 5276-1/G40-600-24K 탄소/에폭시 복합재와 FM300K 접착제를 이용하여 단일겹침 접착 체결부의 제작공정(4종류), 겹침길이(5종류), 모재두께(4종류)를 변화시키면서 총 335개의 시편에 대한 실험을 수행하였다. 단일겹침 접착 체결부 설계허용치 실험 결과, 제작 공정, 겹침길이, 모재 두께가 모두 파손강도에 영향을 미치는 것으로 나타났다.
실험에 의해 결정된 일방향 탄소복합재 CYCOM 5276-1/G40-800-24K의 재료상수는 E1=158.4 GPa, E2=9.1 GPa, G12=5.5 GPa, υ12=0.298, XT=2787 MPa, YT=89.7 MPa, S12=171 MPa이다.
본 연구에서는 제작공정(4종류 : 접착제가 없는 일체성형 체결부, 접착제가 있는 일체성형 체결부, 이차접착 체결부, 동시접착 체결부)을 달리한 복합재 접착 체결부에 대해 겹침길이(5종류), 모재 두께(4종류)와 같은 인자들이 강도 및 특성에 어떤 영향을 미치는지를 체계적으로 연구하였다. 연구를 위해 사용한 항공기 구조용 복합재료는 Cytec사의 CYCOM 5276-1/G40-600-24K(탄소/에폭시 프리프레그)이고, 접착제는 필름 형태의 고온경화용 접착제인 Cytec사의 FM 300K이다.
인장실험에 사용한 재료실험기는 Fig. 4에 보인 Instron 5582(10톤 용량)이고 ASTM D5868-01 규격과 ASTM D3165-07 규격에 따라 상온에서 분당 1.3 mm의 속도로 하중을 가하였다.
제작공정별로 겹침길이가 체결부의 강도에 미치는 영향을 살펴보기 위해 4가지의 제작공정에 대하여 공칭치수 기준으로 겹침길이를 5종류 즉, 12.7, 19.1, 25.4(기준값), 38.1, 50.8 mm로 변화시켜 제작한 223개의 시편에 대해 실험을 수행하였다. 적층순서는 [45/0/-45/90]3S 이고 모재두께는 4.
이론/모형
본 연구에서 사용된 단일겹침 접착 체결부 시편의 형상은 Fig. 2에 보인 바와 같으며 ASTM D5868-01[17] 규격과 ASTM D3165-07 규격[18]을 혼합한 방식이다. 이 형상은 ASTM D3165의 형상에서 노치 부분의 폭을 1.
성능/효과
4 MPa로 변한다. 겹침길이 12.7, 19.05 mm 체결부의 평균 파손강도는 25.4 mm 체결부의 평균 파손강도에 비해 각각 89%와 27%가 높고, 38.1, 50.8 mm 체결부는 25.4 mm 체결부에 비해 각각 24%, 38%가 감소하였다.
이는 겹침길이가 길어진 만큼 지지하중이 선형적으로 증가하고 있지는 못함을 의미한다. 겹침길이 12.7, 19.05 mm 체결부의 평균 파손강도는, 기준이 되는 25.4 mm 체결부의 평균 파손강도에 비해 각각 66%와 27%가 높고 38.1, 50.8 mm 체결부는 25.4 mm 체결부에 비해 각각 31%와 48% 감소하였다.
단일겹침 접착 체결부 설계허용치 실험 결과, 제작 공정, 겹침길이, 모재 두께가 모두 파손강도에 영향을 미치는 것으로 나타났다. 겹침길이가 길어질수록 파손강도가 낮아진다는 것은 이미 잘 알려진 사실이지만, 모재의 두께에 따라서도 파손강도가 크게 달라지는 것을 확인하였다. 본 연구에서는 특히 제작공정의 측면에서 파손강도의 변화를 살펴보았는데, 대부분의 겹침길이와 모재두께에서 접착제가 없는 일체성형 시편과 이차접착 시편이 우수한 파손강도를 보였다.
본 연구에서는 CYCOM 5276-1/G40-600-24K 탄소/에폭시 복합재와 FM300K 접착제를 이용하여 단일겹침 접착 체결부의 제작공정(4종류), 겹침길이(5종류), 모재두께(4종류)를 변화시키면서 총 335개의 시편에 대한 실험을 수행하였다. 단일겹침 접착 체결부 설계허용치 실험 결과, 제작 공정, 겹침길이, 모재 두께가 모두 파손강도에 영향을 미치는 것으로 나타났다. 겹침길이가 길어질수록 파손강도가 낮아진다는 것은 이미 잘 알려진 사실이지만, 모재의 두께에 따라서도 파손강도가 크게 달라지는 것을 확인하였다.
겹침길이가 길어질수록 파손강도가 낮아진다는 것은 이미 잘 알려진 사실이지만, 모재의 두께에 따라서도 파손강도가 크게 달라지는 것을 확인하였다. 본 연구에서는 특히 제작공정의 측면에서 파손강도의 변화를 살펴보았는데, 대부분의 겹침길이와 모재두께에서 접착제가 없는 일체성형 시편과 이차접착 시편이 우수한 파손강도를 보였다. 일체성형 시편의 결과는 예상된 것이지만 이차접착 시편의 강도가 일체성형과 비슷하거나 더 높은 것과 동시성형 시편의 강도가 낮은 것은 본 연구에서 발견한 흥미로운 결과이다.
전체적으로 겹침길이가 길어짐에 따라 겹침영역 끝단과 중앙부에서의 응력 수준이 내려가는 것을 볼 수 있다. 실험에서 파손이 주로 끝단에서의 균열로 시작된다는 점을 고려할 때 겹침길이가 커짐에 따라 파손하중이 증가하는 현상은 이 결과로부터 설명된다. 그러나 겹침길이가 길어짐에 따라 끝단 응력이나 중앙부 응력의 감소가 겹침길이에 선형적으로 관계되지는 않는다.
57 mm, 적층순서 [45/0/-45/90]3S)인 체결부에 대해 제작공정의 관점에서 파손하중과 강도를 정리하였다. 접착제가 없는 일체성형 체결부의 강도가 20.71 MPa로 가장 높고, 이를 기준(100%)으로 할 때 접착제가 있는 일체성형 체결부의 강도는 17.5 MPa(84%), 이차접착 체결부의 강도는 18.3 MPa(88%), 동시접착 체결부는 12.2MPa(59%)의 순서로 나타났다. 괄호 안의 값(%)은 기준값(접착제가 없는 일체성형 체결부의 실험값)에 대한 상대적 비율을 표시한 것이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
복합재 부품의 조립과 체결 방법에는 어떤 체결이 사용되는가?
복합재 부품의 조립과 체결 방법에는 기계식 체결과 접착식 체결이 사용되며, 접착식 체결방법은 체결재를 위한 구멍을 뚫을 필요가 없고, 기계적 체결방법에 비하여 넓은 면적에 하중을 분포시켜 비교적 균일한 응력분포를 가지는 장점이 있으므로 그 사용이 확대되고 있다. 반면에 분해와 조립이 어렵고, 온도, 습도 등 환경적 요인에 의하여 체결력이 약화될 수 있는 가능성이 존재한다.
복합재 구조물의 설계에서 중요한 문제가 되는것은?
복합재 구조물의 설계에서 중요한 문제가 되는 것은 부품과 부품을 연결하는 체결부 기술이다. 체결부의 강도는 하중의 형태, 모재의 종류, 형상, 체결방식, 습도 및 온도와 같은 사용 환경 등 다양한 인자들의 영향을 받기 때문에 장기간에 걸친 연구와 투자를 통해 설계 자료를 체계적으로 구축하여 데이터베이스화하는 것이 중요하다.
접착식 체결방법의 단점은?
복합재 부품의 조립과 체결 방법에는 기계식 체결과 접착식 체결이 사용되며, 접착식 체결방법은 체결재를 위한 구멍을 뚫을 필요가 없고, 기계적 체결방법에 비하여 넓은 면적에 하중을 분포시켜 비교적 균일한 응력분포를 가지는 장점이 있으므로 그 사용이 확대되고 있다. 반면에 분해와 조립이 어렵고, 온도, 습도 등 환경적 요인에 의하여 체결력이 약화될 수 있는 가능성이 존재한다. 또한, 접착을 위한 표면처리 등 공정이 복잡하고, 접착상태를 검사하기 어렵다는 단점이 있다. 따라서 신뢰성 있는 접착 체결부의 설계를 위해서는, 파손 및 강도 특성에 대한 광범위하고 체계적인 연구가 필요한 상황이다.
참고문헌 (19)
C. S. Ban, Y. H. Lee, J. H. Choi and J.H. Kweon, "Strength Prediction of AdhesiveJoints using the Modified Damage ZoneTheory", Composite Structures, Vol. 86, 2008,pp. 96-100.
J. H. Kweon, H. S. Ahn and J. H. Choi,"A New Method to Determine theCharacteristic Lengths of Composite Jointswithout Testing", Composite Structures, Vol. 66,2004, pp. 305-315.
K. S. Kim, J. S. Yoo, Y. M. Yi and C. G.Kim, "Failure Mode and Strength ofUni-directional Composite Single-lap BondedJoints with Different Bonding Methods",Composite Structures, Vol. 72, 2006, pp. 477-485.
M. Quaresimin and M. Ricotta, "Fatigue Behavior and Evolution of Single Lap Bonded joints in Composite Material", Composite Science and Technology, Vol. 66, 2006, pp. 176-187.
L. J. Hart-Smith, "Adhesive-bondingDouble-lap Joints", NASA CR-112235, 1973.
J. H. Kweon, J. W. Jun, T. H. Kim, J. H.Choi and D. H. Kim, "Failure of CarbonComposite-to-aluminum Joints with CombinedMechanical Fastening and Adhesive Bonding",Composite Structures, Vol. 75, 2006, pp. 192-198.
J. F. P. Owens and P. Lee-Sullivan, "Stiffness Behaviour Due to Fracture in Adhesively Bonded Composite-to-Aluminum Joints Ⅰ. Theoretical Model", International Journal of Adhesion & Adhesives, Vol. 20, 2000, pp. 39-45.
J. F. P. Owens and P. Lee-Sullivan, "Stiffness Behaviour due to Fracture in Adhesively Bonded Composite-to-Aluminum Joints Ⅱ. Experimental", International Journal of Adhesion & Adhesives, Vol. 20, 2000, pp. 47-58.
T. P. Lang and P. K. Mallick, "Effect of Spew Geometry on Stresses in Single Lap Adhesive Joints", International Journal of Adhesion & Adhesives, Vol. 18, 1998, pp. 167-177.
P. T. Cheuk, L. Tong, C. H. Wang, A.Baker, P. Chalkley, "Fatigue Crack Growth inAdhesively Bonded Composite-Metal DoublelapJoints", Composite Structures, Vol. 57, 2002,pp. 109-115.
J. H. Choi and D. G. Lee, "The TorqueTransmission Capabilities of the AdhesivelyBonded Tubular Single Lap Joint and theDouble Lap Joint", Journal of Adhesion," Vol. 44.1994, pp. 197-212.
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.