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문제 정의
- 본 연구는 선행연구결과를 바탕으로 실제 항공기에 사용되고 있는 CFRP 복합재료의 파괴 특성 평가기법 개발하기 위한 연구기초자료로 활용하기 위해 진행하였으며, 인장시험과 음향 방출 해석을 통해 신호를 획득, 분석하였다.
- 본 연구에서는 GFRP 및 CFRP 복합재 시편에 대한 인장실험을 진행하면서 파괴거동에 따라 발생하는 AE 신호의 특성에 대한 연구를 진행하여 다음과 같은 결론을 얻었다.
제안 방법
- GFRP 복합재 시편은 [0°]16t, [90°]16t, CFRP 복합재 시편은 [0°]12t, [90°]12t로 각 2가지 적층방법으로 제작하였다.
- GFRP 복합재 시편의 경우 하중 인가속도를 0.5mm/min, 1.0mm/min, 2.0mm/min로 변화시켜 시편의 파괴거동 및 AE 신호 특성을 확인하여 CFRP 복합재 시편에 대한 인장실험 조건을 설정하였으며, 최종적으로 0.1mm/min의 변위제어방식으로 실험을 실시하였다.
- GFRP를 이용한 실험은 음향 방출의 정성적인 파라미터인 counts, amplitude, energy, duration, reistime간의 상호관계를 파악하는데 중점을 주었다. [0°]로 적층한 GFRP의 경우 Table 3.
- [0°]12t 시편은 Fig 9.과 같이 인장 시험기에서 얻은 Axial load와 Cumulative hits를 이용하여 시편의 거동이 변화하는 지점을 파악하였다.
- [0°]로 적층한 시편(섬유방향와 하중인가 방향이 동일)은 섬유/모재간의 debonding을 유도하고자 하였으며, [90°]로 적층한 시편(섬유방향와 하중인가 방향이 수직)은 Matrix cracking을 유도하고자 하였다.
- [90°]12t 시편의 경우는 Axial load, Cumulative Counts vs Time 그래프에서 특별한 경향성을 파악할 수 없어 음향파형(waveform) 분석을 실시하였다.
- 센서와 시편은 tape를 이용하여 고정시켰으며, 복합재료에서 발생하는 탄성파 검출 시 AE 센서에서 발생하는 노이즈를 최소화하기 위해 진공그리스를 접촉매질로 사용하여 압착시켰다. 또한 위치 표정법을 이용하여 두 센서 사이에서 발생한 신호만을 획득하였다. 시험장치의 개략도는 Fig 7.
- 또한, 이러한 경향성을 바탕으로 향 후 실구조물에서 나타나는 AE 신호로 결함발생 여부를 판단할 수 있는 데이터를 확보하기 위해 Cumulative counts가 증가하면서 Axial load 값이 감소하는 시점에서의 다른 AE 파라미터 값들을 정렬해보았다. 그 결과 Counts 100이상, Frequency centroid 0, Amplitude 90이상, Duration 8000이상의 값을 보였으며, ASL(Average Signal Level)과 RMS(Root Mean Square)가 급격하게 증가하는 경향을 확인할 수 있었다.
- 실험은 MTS-810 인장 시험기를 이용하여 진행하였다. 센서와 시편은 tape를 이용하여 고정시켰으며, 복합재료에서 발생하는 탄성파 검출 시 AE 센서에서 발생하는 노이즈를 최소화하기 위해 진공그리스를 접촉매질로 사용하여 압착시켰다. 또한 위치 표정법을 이용하여 두 센서 사이에서 발생한 신호만을 획득하였다.
대상 데이터
- Tab은 SK chemical 사의 GFRP 프리프레그 SKY FREX-UGN150를 이용하여, [+45°/-45°]16t 적층방법으로 제작하였고 시편의 경화 조건은 Fig 2와 3에 나타내었다.
- 과 같다. 또한, 사전 실험을 위해 Glass Fiber Reinforced Plastic(이하 GFRP)를 사용하여 시편을 제작하였으며 사용한 재료는 SK chemical 사의 SKY FREX-UGN150을 사용하였고 기계적인 물성치와 레진의 비율은 다음의 Table 2.와 같다.
- 본 연구에서 사용한 CFRP 복합재 시편은 Toho Tenax의 PAN 계열 탄소섬유인 Tenax®-J IMS 60 E13 24K 830tex와 Cycom®5276-1 toughened Epoxy Resin로 구성된 프리프레그(prepreg)를 사용하였으며, 기계적인 물성치는 Table 1.과 같다.
- 실험은 MTS-810 인장 시험기를 이용하여 진행하였다. 센서와 시편은 tape를 이용하여 고정시켰으며, 복합재료에서 발생하는 탄성파 검출 시 AE 센서에서 발생하는 노이즈를 최소화하기 위해 진공그리스를 접촉매질로 사용하여 압착시켰다.
데이터처리
- 실험에 사용한 장비는 PAC(Physical Acoustics Corporation)의 음향방출신호 측정 시스템인 PCI/DSP-4(4ch)와 40dB의 프리앰프가 내장된 광대역 센서인 WDI-RST를 사용하였으며, AEwinTM 소프트웨어를 이용하여 신호를 분석하였다.
이론/모형
- Tab과 시편의 접착은 Loctite hysol 1C를 사용하였으며, 오븐에 넣어 60°C 환경에서 2시간 동안 경화시켰다. 시편과 tab은 ASTM D 3039에 제시되어있는 규격을 따라 제작하였으며(Fig 4.참조) 완성된 시편은 다음의 Fig 5, 6.와 같다.
성능/효과
- 1. AE 파라미터간의 상관관계를 통해 복합재 시험편의 파괴 거동 변화를 확인할 수 있다.
- 2. [0°] CFRP 복합재 시편의 경우 섬유/모재간의 debonding이 발생하는 시점에서 Counts 100이상, Frequency centroid 0, Amplitude 90이상, Duration 8000이상의 값을 보였으며 ASL(Average Signal Level)과 RMS(Root Mean Square)가 급격하게 증가 하였다.
- 3. [90°] CFRP 복합재 시편의 경우 Matrix cracking이 발생하는 시점에서 돌발형 음향파형과 Amplitude 65이상, Frequency centroid 110이상의 값을 보였다.
- 음향 방출(Acoustic Emission: AE) 방법은 재료 내부에 국부적인 변형으로부터 발생되는 탄성파를 감지하는 비파괴적 방법으로 다른 비파괴검사방법보다 감도가 뛰어나다.[3] Carlson과 Norrbom은 모재 균열에서 층간 분리로 변하는 시점에 AE hit의 누적수가 증가된다는 연구결과를 얻었다. Awerbuch 등은 복합재료에서 일어나는 섬유 파단, 모재 균열, 층간 분리의 세 가지 파괴 모드에 대해 방출되는 탄성파 에너지 값으로 구분하였다.
- 또한, 이러한 경향성을 바탕으로 향 후 실구조물에서 나타나는 AE 신호로 결함발생 여부를 판단할 수 있는 데이터를 확보하기 위해 Cumulative counts가 증가하면서 Axial load 값이 감소하는 시점에서의 다른 AE 파라미터 값들을 정렬해보았다. 그 결과 Counts 100이상, Frequency centroid 0, Amplitude 90이상, Duration 8000이상의 값을 보였으며, ASL(Average Signal Level)과 RMS(Root Mean Square)가 급격하게 증가하는 경향을 확인할 수 있었다.
- Surgeon 등은 복합재료의 적층 순서를 달리한 네 종류의 시편을 제작하여 인장 실험 중 스트레인게이지를 사용하여 응력-변형률 선도와 복합재료 파단시 발생하는 AE hit의 누적수, energy, duration 값을 비교하였다. 그 결과 적층 방법에 따라 파단 메커니즘이 달라지는 현상을 확인하였으며 그 파단 모드에 따른 AE 파라미터 값을 정량화하였다. [4-6]
- 의 돌발형 음향파형 신호가 발생하는 지점에서 Matrix cracking이 발생하였다. 돌발형 음향파형은 27개가 발생하였으며, AE 파라미터를 살펴본 결과 Amplitude 65이상, Frequency centroid 110이상의 값을 보였다. 향후 열화상 카메라를 사용하여 파단 시 발생하는 열적 상태 변화와 음향방출신호와의 비교분석을 실시하여 결함 발생 시 AE 파라미터의 변화에 대한 연구가 필요할 것으로 판단 된다.
- 에서 보는바와 같이 초기 균열이 발생했을 것이라 예상된 지점에서는 AE 파라미터 중 energy값이 증가하는 경향을 보였지만, 최종 파단이 일어난 지점에서는 감소하는 경향을 보였다. 이 실험결과를 통해 AE 파라미터 간의 상관관계를 살펴봄으로써 시편의 파괴 거동의 구분이 가능함을 확인하였다.
- 를 보면 화살표로 표기된 51s 부근에서 첫 Hit가 발생하였으며, 이 시점이 Matrix micro cracking이 발생한 것으로 판단하였다. 이후 발생한 신호들을 살펴보면 총 14개의 지점에서 Cumulative counts 값이 증가하면서 Axial load 값이 감소하는 경향이 뚜렷하게 나타나는 지점이 존재하였는데(Fig 10.참조) 이 지점에서 섬유/모재간의 debonding이 발생하였다.
후속연구
- 향후 IR(적외선 열화상)카메라로 육안관찰을 실시하여 AE 신호와 비교하는 분석을 진행할 예정이며, 그 결과를 바탕으로 추후 진행할 모형 항공기에서의 신호획득뿐만 아니라. 실제 항공기에서 CFRP 복합재가 사용된 부위에서의 균열 및 파단을 실시간으로 감지하는데 유용하게 사용될 수 있을 것으로 판단된다.
- [90°] CFRP 복합재 시편의 경우 Matrix cracking이 발생하는 시점에서 돌발형 음향파형과 Amplitude 65이상, Frequency centroid 110이상의 값을 보였다. 향후 IR(적외선 열화상)카메라로 육안관찰을 실시하여 AE 신호와 비교하는 분석을 진행할 예정이며, 그 결과를 바탕으로 추후 진행할 모형 항공기에서의 신호획득뿐만 아니라. 실제 항공기에서 CFRP 복합재가 사용된 부위에서의 균열 및 파단을 실시간으로 감지하는데 유용하게 사용될 수 있을 것으로 판단된다.
- 돌발형 음향파형은 27개가 발생하였으며, AE 파라미터를 살펴본 결과 Amplitude 65이상, Frequency centroid 110이상의 값을 보였다. 향후 열화상 카메라를 사용하여 파단 시 발생하는 열적 상태 변화와 음향방출신호와의 비교분석을 실시하여 결함 발생 시 AE 파라미터의 변화에 대한 연구가 필요할 것으로 판단 된다.
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