초록 ▼

복합재료는 기존의 금속재료에 비해 중량비 강성과 중량비 강도등의 역학적 특성이 우수하고, 특히 적층각을 고려한 구조설계는 불필요한 방향으로 강성및 강도를 최소화할 수 있으므로 등방성 재료에 비해 효율적으로 최적설계를 달성할 수 있다. 복합재료는 섬유의 분포형태에 따라 크게 적층복합재료와 직물복합재료로 나눌 수 있다. 적층복합재료는 섬유(fiber)가 평행하게 분포된 단층(layer)을 쌓아서 성형하게 되므로적층각의 조정을 통한 최적설계가 용이한 반면 단층 사이의 기지(matrix)부분에서 층간분리와 같은 구조적 파손이

복합재료는 기존의 금속재료에 비해 중량비 강성과 중량비 강도등의 역학적 특성이 우수하고, 특히 적층각을 고려한 구조설계는 불필요한 방향으로 강성및 강도를 최소화할 수 있으므로 등방성 재료에 비해 효율적으로 최적설계를 달성할 수 있다. 복합재료는 섬유의 분포형태에 따라 크게 적층복합재료와 직물복합재료로 나눌 수 있다. 적층복합재료는 섬유(fiber)가 평행하게 분포된 단층(layer)을 쌓아서 성형하게 되므로적층각의 조정을 통한 최적설계가 용이한 반면 단층 사이의 기지(matrix)부분에서 층간분리와 같은 구조적 파손이 발생하기 쉽다.층간분리현상을 억제할 수 있는 섬유 기지의 결합형태를 연구한 결과 직물(textile)복합재료가 제시되었다. 직물복합재료는 여러 가닥의 섬유를 합친 섬유다발(yarn)을 이용하여 직물과 같은 형태로 직조한 후 기지를 첨가해 성형하게 되는데 섬유다발이 서로 꼬여 있으므로층간분리와 같은 구조적 파손에 강한 반면 제작공정이 적층복합재료에 비하여 복잡해진다.위의 두 가지 복합재료는 중량감소가 성능향상으로 직결되는 항공우주분야의 구조물에 사용이 증가되고 있다.항공우주분야의 구조물은 많은 부분이 구멍이 있는 곡면 박판으로 이루어지고 그 박판두께가 매우 얇으므로 좌굴 및 후좌굴이 발생하기 쉽다.좌굴 및 후좌굴은 항공기 안전운항에 치명적이므로 설계단계에서 반드시 검증되어야 하며또한 복합재료 변수에 대한 민감도를 계산하면 설계단계에서 자주 발생하는 구조변경요구에반복계산없이 신속히 대응할 수 있다.이에 본 과제에서는 좌굴 및 후좌굴 그리고 그 민감도를 계산하는 기법을 연구하여 다음 두가지 측면에 중점을 두고 수치적 계산을 수행하였다.첫째, 구멍의 형상, 구멍의 크기 그리고 판의 곡률 변화가 적층복합재료 곡면 박판의 좌굴 및 좌굴 후 거동에 미치는 영향과 그 민감도를 알아보았다.둘째, 동일한 양의 섬유와 기지를 이용하고 섬유배열방향을 일치시킨 적층복합재료와직물복합재료에 대하여 압축변위하중을 받는 원공이 있는 평판에 대한 좌굴하중과 후좌굴및 그 민감도에 관한 수치적 계산을 수행하여 두 가지 복합재료의 특성을 비교하였다.이와 같은 복합재료판의 좌굴 및 후좌굴의 해석기법 및 연구결과는 국내에서 진행되고있는 항공우주개발사업에서 복합재료의 응용도를 확산시켜 성능향상을 도모할 수 있을 것으로 생각되며 구조 민감도를 활용함으로써 개발단계에서 자주 발생하는 구조변경요구에 신속히 대응할 수 있을 것으로 기대된다.

Abstract ▼

Composite materials have advantages over conventionalmetal-based materials in mechanical properties such as specific stiffness and specificstrength. Also, optimization can be easily achieved compared to isotropic materials byaltering stacking sequences, thus reducing stiffness and st

Composite materials have advantages over conventionalmetal-based materials in mechanical properties such as specific stiffness and specificstrength. Also, optimization can be easily achieved compared to isotropic materials byaltering stacking sequences, thus reducing stiffness and strength in unnecessarydirections.Composite material can be divided into two types based on a distribution of fibers ;multilayered composites and textile composites.As multilayered composites are formed by stacking layers composed of uniformlydistributed fibers, optimization can be easily achieved considering the layer angles.However, Structural failures such as delamination can occur in matrices between thelayers. Textile composites have been proposed as a result of studies conducted on adistribution of fiber-matrices to reduce structural failures.As textile composites are formed by adding matrices to interweaved yarnscomposed of several fibers, they have more resistance to structural failures. However,their manufacturing becomes more complex than multilayered composites. The use ofthe two types of composite materials mentioned above are widening in areas such asaerospace engineering where reducing weight is directly connected to performance.Many structures in aerospace fields are composed of thin shells with holes. As thematerials are very thin, they are susceptible to buckling and post-buckling. As buckingand post-buckling are fatal to safety of the aerospace vehicles, they must be inspectedthoroughly in the design stage. Their sensitivity coefficients to variables of thecomposite material such as their material properties and layer angles unnecessitaterepeated computation as changes are made to the structural design. Therefore, studiesare made in procedures for evaluating buckling and post-buckling and their sensitivitycoefficients. Numerical tests are performed with respect to two main aspects.First, numerical studies are made of buckling and post-buckling and their sensitivitycoefficients of thin curved shells with respect to the size and the shape of the hole, andthe curvature of the shell.Secondly, comparative studies are made of buckling and post-buckling and theirsensitivity coefficients in panels with circular holes, one composed of multilayeredcomposites, and the other of textile composites, both with identical fiber orientation, andwith the same amount of fiber and matrix.The procedure and results of buckling and post-buckling analysis of the presentstudies can trigger more use of composite materials in aerospace structures enhancingtheir performance. Also, prompt response can be made utilizing sensitivity coefficientsof buckling and post-buckling as changes are made to the structures in the designstages.

목차 Contents

• 1. 서론...7
• 2. 유한요소정식...9
• 3. 직물복합재료...12
• 4. 구멍의 크기, 형상 및 곡률의 변화에 따른 좌굴 및 후좌굴과 그 민감도...14
• 5. 적층복합재료와 직물복합재료 평판의 좌굴, 후좌굴 및 그 민감도에 관한 비교...17
• 6. 결론...20
• 7. 참고문헌...21
• 논문발표목록서...35
• 자체평가서...36