[논문]항공기 복합재료 적용 시편의 압축 강도 연구

공창덕; 박현범; 김상훈; 이하승

항공기 복합재료 적용 시편의 압축 강도 연구
A Study on Compressive Strength of Aircraft Composite Specimens 원문보기

The laminated sequence and thickness of a composite structure is an important design parameter which affect the strength and impact damage. In this study, it was investigated the residual strength of carbon fiber laminate after impact damage by the experimental investigation. The tensile strength test and compressive strength test were used to find the mechanical properties, previously. Impact test was performed using low-velocity drop-weight test equipment. The impact damages were finally assessed by the compressive strength test. The investigation results revealed the residual strength of the damaged specimens due to the impact damage.

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문제 정의

본 연구에서 소형 항공기급 BASA 체계구축 및 시범인증을 위해 개발 중인 소형 항공기의 구조설계에 적용된 재료의 인장 및 압축 강도 시험, 구멍 손상 시험 충격 시험을 수행하였다. 시편 시험을 통해 요구 인장 및 압축 강도 만족 여부를 확인한 결과 충분히 만족한 것으로 확인되었다.
본 연구에서는 개발 대상 항공기 구조 설계결과를 분석하여 적용된 복합재료의 물성치 평가를 위하여 요구 규정을 검토하여 인장, 압축 요구 강도 만족 여부를 검토하였다. 이를 바탕으로 복합재 구조물의 취약점인 손상에 따른 강도 저하 연구를 수행하였다.
본 연구에서는 개발 대상 항공기 구조 설계결과를 분석하여 적용된 복합재료의 물성치 평가를 위하여 요구 규정을 검토하여 인장, 압축 요구 강도 만족 여부를 검토하였다. 이를 바탕으로 복합재 구조물의 취약점인 손상에 따른 강도 저하 연구를 수행하였다. 손상 연구는 관련 문헌에 따라 구멍 손상(Open Hole) 모사와 충격 시험기를 활용한 충격 손상 연구를 수행하여 각 시편의 손상에 따른 강도 저하 비율을 분석하였다.

제안 방법

구멍 손상에 따른 영향을 분석하고 손상 크기 및 손상 에너지별 시편의 강도 저하 비율을 확인하였으며 충격 손상에 따른 강도 저하 평가를 수행하였다. 이는 추후 상세 구조 설계에 활용할 수 있을 것이다.
극한 손상을 모사하기 위해 시편에 임의의 구멍을 가공하여 손상을 모사하고 압축 시험을 수행하였다. 압축 시험은 ASTM D-6484를 적용하여 시편 제작 및 시편 시험을 수행 하였다.
본 연구에서 구조 설계된 복합 재료 적층판의 인장 요구 강도를 파악하기 위해 적용된 재료의 인장 시험을 먼저 수행하였다. 인장 시험은 ASTM D3039-00[3]을 적용하여 오토클레이브 성형 시편 경우에 대하여 시험을 수행하였다.
본 연구에서는 ASTM D7136[5]에 의거하여 충격 시험을 수행하였다. 본 연구팀이 보유하고 있는 충격 시험기는 낙하식 저속 충격 장치로서 낙하추의 중량과 높이로 충격량을 제어하는 방식으로 최대 낙하 높이는 1960mm, 최대 낙하 속도는 6.2m/s이다. 시편의 적층 수는 6ply로서 적층 형태는 [±45/(0,90)±45]_S 이며 충격 손상을 가할 충격 인덴터의 직경은 25.
인장 강도 시험은 본 연구팀이 보유하고 있는 10ton UTM(Universal Test Machine)을 사용하여 시험을 수행하였다. 성형된 시편에 대해 총 세 개의 시편 시험을 통해 평균 결과를 산출하여 인장 강도를 평가하였으며 시편의 적층 및 오토클레이브 성형 과정을 Fig. 1에 나타내었다.
손상 연구는 관련 문헌에 따라 구멍 손상(Open Hole) 모사와 충격 시험기를 활용한 충격 손상 연구를 수행하여 각 시편의 손상에 따른 강도 저하 비율을 분석하였다.
시편 시험을 통해 요구 인장 및 압축 강도 만족 여부를 확인한 결과 충분히 만족한 것으로 확인되었다. 이를 바탕으로 손상 전후 강도 저하를 평가하기 위하여 관련 규정을 검토하여 구멍 손상과 충격 시험기를 통해 충격 손상을 모사하고 각각의 손상별 압축 강도 시험을 수행하였다.
적층 형태는 [±45/(0,90)]4S로 총 적층 수는 16ply이며 시편 규격은 1.5 in ×12 in로 가공하여 시편 시험을 수행하였다.
적층 형태는 [±45/(0,90)]4S로 총 적층 수는 16ply 이며 적층 형태로 제작된 적층판으로 ASTM D6641에서 제시한 시편 규격인 0.5 in × 5.5 in로 가공하여 시편 시험을 수행하였다.
5 in로 가공하여 시편 시험을 수행하였다. 총 세 개의 시편 시험을 통해 평균 결과를 산출하여 압축 강도를 평가하였다. Fig.
5 in로 가공하여 시편 시험을 수행하였다. 총 세 개의 시편 시험을 통해 평균 결과를 산출하여 압축 강도를 평가하였다. Fig.
충격 에너지가 가해져 손상된 시편의 충격 에너지별 강도 저하 비교를 위해 ASTM D7137[6]을 참고하여 손상된 복합재료 시편의 압축 강도 시험을 수행하였다. 압축 시험 장면은 Fig.
4mm(1 in) 이다. 충격 에너지는 시편 형상을 관통하는 충격 깊이의 에너지를 계산하여 이를 기준으로 충격 에너지를 감소시켜가면서 손상 에너지를 단계적으로 가하였다. Table 1에 단계적 충격 손상을 위해 시편에 가해진 손상 에너지에 따른 시편의 손상 이후 압입 깊이를 명시하였다[3].

대상 데이터

인장 강도 시험은 본 연구팀이 보유하고 있는 10ton UTM(Universal Test Machine)을 사용하여 시험을 수행하였다. 성형된 시편에 대해 총 세 개의 시편 시험을 통해 평균 결과를 산출하여 인장 강도를 평가하였으며 시편의 적층 및 오토클레이브 성형 과정을 Fig.
인장 시험은 ASTM D3039-00[3]을 적용하여 오토클레이브 성형 시편 경우에 대하여 시험을 수행하였다. 적용된 복합재료는 사의 Toray F6273C-07M(Carbon/Epoxy Fabric Prepreg)이다. 시편의 총 적층 수는 12ply 이며 적층 형태는 동일한 방향으로 [0]₁₂ 이고 인장 시편 규격은 가로 × 세로가 1 in ×9 in 이다.

이론/모형

본 연구 대상 항공기는 전기체 복합재 구조물로서 복합재 항공기 형식 인증을 위하여 중요한 요소인 손상에 대한 강도 저하를 평가해야 한다. 본 연구에서는 ASTM D7136[5]에 의거하여 충격 시험을 수행하였다. 본 연구팀이 보유하고 있는 충격 시험기는 낙하식 저속 충격 장치로서 낙하추의 중량과 높이로 충격량을 제어하는 방식으로 최대 낙하 높이는 1960mm, 최대 낙하 속도는 6.
극한 손상을 모사하기 위해 시편에 임의의 구멍을 가공하여 손상을 모사하고 압축 시험을 수행하였다. 압축 시험은 ASTM D-6484를 적용하여 시편 제작 및 시편 시험을 수행 하였다. 적층 형태는 [±45/(0,90)]_4S로 총 적층 수는 16ply이며 시편 규격은 1.
압축 시험은 ASTM D6641[4]을 적용하여 시편 제작 및 시편 시험을 수행 하였다. 적층 형태는 [±45/(0,90)]_4S로 총 적층 수는 16ply 이며 적층 형태로 제작된 적층판으로 ASTM D6641에서 제시한 시편 규격인 0.
본 연구에서 구조 설계된 복합 재료 적층판의 인장 요구 강도를 파악하기 위해 적용된 재료의 인장 시험을 먼저 수행하였다. 인장 시험은 ASTM D3039-00[3]을 적용하여 오토클레이브 성형 시편 경우에 대하여 시험을 수행하였다. 적용된 복합재료는 사의 Toray F6273C-07M(Carbon/Epoxy Fabric Prepreg)이다.

성능/효과

시편의 요구 압축 허용 강도는 549MPa이다. 따라서 세 가지 시편의 평균 파괴 하중이 26,131.6N으로서 강도는 622MPa이므로 충분한 요구 강도를 확보한 재료로 확인되었다.
시편의 요구 인장 허용 강도는 517MPa이다. 따라서 세 가지 시편의 평균 파괴 하중이 56,248.04N으로서 강도는 805MPa이므로 충분한 요구 강도를 확보한 재료로 확인되었다.
10에 나타내었다. 세 가지 시편의 평균 파괴 하중이 31,587.8N 으로 강도는 247.2MPa이고 손상되지 않은 시편의 강도가 268.7MPa로서 손상된 시편의 강도 8.1%가 감소하였다.
본 연구에서 소형 항공기급 BASA 체계구축 및 시범인증을 위해 개발 중인 소형 항공기의 구조설계에 적용된 재료의 인장 및 압축 강도 시험, 구멍 손상 시험 충격 시험을 수행하였다. 시편 시험을 통해 요구 인장 및 압축 강도 만족 여부를 확인한 결과 충분히 만족한 것으로 확인되었다. 이를 바탕으로 손상 전후 강도 저하를 평가하기 위하여 관련 규정을 검토하여 구멍 손상과 충격 시험기를 통해 충격 손상을 모사하고 각각의 손상별 압축 강도 시험을 수행하였다.
11에 나타내었다. 충격 에너지별 압축 시험 시편 분석 결과 충격 에너지가 10J, 15J, 20J 선형적으로 증가 했을 때 압축 강도의 감소는 0.7%, 14.1%, 16.6%로 손상되는 것으로 확인되었다. Fig.

후속연구

구멍 손상에 따른 영향을 분석하고 손상 크기 및 손상 에너지별 시편의 강도 저하 비율을 확인하였으며 충격 손상에 따른 강도 저하 평가를 수행하였다. 이는 추후 상세 구조 설계에 활용할 수 있을 것이다.

핵심어

질문

논문에서 추출한 답변

소형 항공기의 구조설계에 적용된 재료를 시험 수행한 결과는 무엇인가?

본 연구에서 소형 항공기급 BASA 체계구축 및 시범인증을 위해 개발 중인 소형 항공기의 구조설계에 적용된 재료의 인장 및 압축 강도 시험, 구멍 손상 시험 충격 시험을 수행하였다. 시편 시험을 통해 요구 인장 및 압축 강도 만족 여부를 확인한 결과 충분히 만족한 것으로 확인되었다. 이를 바탕으로 손상 전후 강도 저하를 평가하기 위하여 관련 규정을 검토하여 구멍 손상과 충격 시험기를 통해 충격 손상을 모사하고 각각의 손상별 압축 강도 시험을 수행하였다. 구멍 손상에 따른 영향을 분석하고 손상 크기 및 손상 에너지별 시편의 강도 저하 비율을 확인하였으며 충격 손상에 따른 강도 저하 평가를 수행하였다. 이는 추후 상세 구조 설계에 활용할 수 있을 것이다.

소형 항공기 개발 추세는 어떤가?

세계적으로 소형 항공기는 최근에 경량 복합재 구조를 채택하여 다양하게 개발되고 있는 추세이다. 6~10인승 이하의 소형 항공기의 경우 2007 ~2014년(8년간 ) 총 22,600 여대 판매 예상하고 있으며, 8년간 시장 규모 460억불을 예상하고 있다[1].

6~10인승 이하의 소형 항공기의 시장은 어떻게 예상되는가?

세계적으로 소형 항공기는 최근에 경량 복합재 구조를 채택하여 다양하게 개발되고 있는 추세이다. 6~10인승 이하의 소형 항공기의 경우 2007 ~2014년(8년간 ) 총 22,600 여대 판매 예상하고 있으며, 8년간 시장 규모 460억불을 예상하고 있다[1]. 이러한 상업용 소형 고정 항공기의 경우 FAA Part23에 의해 개발된 항공기의 안전 운항에 대한 인증을 획득해야 국제 항공 운송을 할 수 있다.

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