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Vol. 30, No. 6, 384-392 (2017) DOI: http://dx.doi.org/10.7234/composres.2017.30.6.384 ISSN 2288-2103(Print), ISSN 2288-2111(Online) Paper 새로운개념의복합재샌드위치체결부구조의설계와검증 곽병수 * 주현우 * 김홍일 ** 동승진 *** 권진회 * Design and Verification of a Novel Composite Sandwich Joint Structure Byeong-Su Kwak*, Hyun-woo Ju*, Hong-Il Kim**, Seung-Jin Dong***, Jin-Hwe Kweon* ABSTRACT: Sandwich panels with three different joint configurations were tested to design a novel sandwich joint structure that can effectively support both the tensile and compressive loads. The sandwich core was mainly aluminum flex honeycomb but the PMI foam core was limitedly applied to the ramp area which is transition part from sandwich to solid laminate. The face of sandwich panel was made of carbon fiber composite. For configuration 1, the composite flange and the sandwich panel were cocured. For configurations 2 and 3, an aluminum flange was fastened to the solid laminate by HI-LOK pins and adhesive. The average compressive failure loads of configurations 1, 2, and 3 were 295, 226, and 291 kn, respectively, and the average tensile failure loads were 47.3 (delamination), 83.7 (bolt failure), and 291 (fixture damage) kn, respectively. Considering the compressive failure loads only, both the configurations 1 and 3 showed good performance. However, the configuration 1 showed delamination in the corner of the composite flange under tension at early stage of loading. Therefore, it was confirmed that the structure that can effectively support tension and compressive loads at the same time is the configuration 3 which used a mechanically fastened aluminum flange so that there is no risk of delamination at the corner. 초록 : 인장과압축하중모두를효과적으로지지할수있는새로운샌드위치체결부구조의설계를위해, 체결부형상이다른 3가지샌드위치판넬에대한인장및압축시험을수행하였다. 샌드위치판넬의코어는주로알루미늄플렉스허니콤이지만, 타구조물과의체결을위해두께가얇아지면서단순적층판으로변하는램프영역에서는 PMI 폼코어를사용하였고, 면재에는탄소섬유복합재를사용하였다. 형상 1에서는복합재플랜지와샌드위치구조가일체형으로연결된다. 형상 2와 3에서는별도로제작된알루미늄플랜지가복합재적층판에하이록핀과접착제로체결된다. 시험결과형상 1, 2, 3의평균압축파손하중은각각 295 kn, 226 kn, 291 kn으로나타났고, 평균인장파손하중은각각 47.3( 층간분리 ), 83.7 kn( 볼트파손 ), 291 kn( 치구손상 ) 으로나타났다. 압축파손하중만을고려할경우플랜지와샌드위치판넬을복합재일체형으로제작한형상 1과 3이우수한특성을보였다. 그러나형상 1의경우인장하중을받을때낮은하중에서플랜지모서리부분에서층간분리가발생하였다. 따라서인장과압축하중을동시에효과적으로지지할수있는구조는모서리에서층간분리의위험이없게별도의알루미늄플랜지를사용하여볼트로체결한형상 3임을확인하였다. Key Words: 복합재료 (Composite material), 샌드위치 (Sandwich), 체결부 (Joint), 파손 (Failure) Received 10 October 2017, accepted 13 December 2017 * School of Mechanical and Aerospace and Engineering, Gyeongsang National University * School of Mechanical and Aerospace and Engineering, Gyeongsang National University, Corresponding author (E-mail: jhkweon@gnu.ac.kr) ** Agency for Defense Development *** Hankuk Fiber Co., Ltd. Defence and Aerospace Division

Design and Verification of a Novel Composite Sandwich Joint Structure 385 1. 서론 강성이높은탄소복합재면재와비중이작은재료의코어로구성된탄소복합재샌드위치구조는중량증가를최소화하면서굽힘강성을증가시킬수있는효율적인구조이다. 따라서항공기나발사체를비롯하여중량절감이중요한구조물에서샌드위치구조가광범위하게사용되고있다 [1-8]. 그러나샌드위치구조의강점에도불구하고단순복합재적층판 (solid laminate) 구조에비해타구조와의체결이어렵다는취약점이있다. 샌드위치구조의경우중량을줄이기위해강도나강성이떨어지더라도가벼운재료를코어로사용하기때문에볼트나핀, 리벳등과같은기계적체결재를지지하는능력이현저히떨어진다. 따라서복합재샌드위치구조의설계에서는구조의중량증가는최소화하면서체결부강도를증가시키는것이핵심관심사이다 [9-15]. 샌드위치구조물을타구조물과체결하는가장간단한방법은접착체결법이다. Choi 등 [9] 은샌드위치구조와단순복합재적층판으로제작된단일겹침접착체결부에대한인장시험을수행하였다. 시험결과접착제의두께가두꺼워짐에따라파손강도가감소하는것을확인하였다. 그러나일반적으로접착체결을할경우분해가어렵고, 온도, 습도등의환경적요인에민감하고피로하중에취약한문제점이있다. 따라서샌드위치구조물과타구조물과의체결에는샌드위치에인써트 (insert) 를삽입한뒤이를이용해기계적체결을하는방식이흔히사용된다 [10-12]. 인써트조인트의일례로, Heimbs 등 [10] 은두가지종류의인써트가적용된샌드위치체결부구조에대하여풀아웃하중및전단하중시험을수행하여, 각각의하중에서의샌드위치조인트의파손양상을연구하였다. Kim 등 [11] 은체결강도를높이기위한새로운형태의인써트를제안하기도하였다. 인써트의외부플랜지가면재의일부를덮도록되어있어, 포팅재료의접착력외에인써트의외부플랜지가면재와접촉하는힘에의하여추가적인하중을지지할수있도록하였다. 인써트와포팅재료를사용하는체결부구조는포팅재료로인한샌드위치구조의중량증가가동반된다. 따라서, 포팅재료로인한중량증가를완화하기위한목적으로 Lim 등 [12] 은웹이있는인써트를고강도의복합 재료로감싸포팅재료의사용을최소화하는새로운인써트를개발하였다. 이들은시험을통해새로운인써트를사용할경우인써트와포팅재료의중량을 37% 줄일수있고, 지지하중은같거나오히려증가함을보였다. 샌드위치구조를타구조와연결하기위하여많이사용되는또다른방법은, 샌드위치코어의두께를점진적으로줄여, 코어가없는단순적층판으로만든다음이적층판을타구조물과기계적혹은접착식으로연결하는방법이다 [13-15]. Kuczma 등 [13] 은샌드위치구조의두께가얇아 지는램프 (ramp) 구간의경사각과코어의두께를변수로하여인장시험을수행하였다. 시험결과초기균열은램프구간의끝즉코어가없어지는지점에서발생하였고, 발생한균열은샌드위치와단순적층판쪽, 양방향모두로진전되었다. 코어의두께에따라샌드위치의양쪽면재로전달되는하중의크기가달라지기때문에, 균열의진전은코어의두께에따라다른양상을나타냈다. Paris 등 [14] 은두께가변하는샌드위치구조의램프형상을변경해가며인장시험을수행하고파손거동을연구하였다. 시험결과곡률의크기에따른파손하중의변화는미미하였다. 곽병수등 [16] 은본연구의선행연구로서, 두께와재료의구성이변하는새로운형상의복합재샌드위치구조의파손거동을연구하였다. 샌드위치구조는두가지코어로구성되어있고램프영역을지난후양쪽의면재가만나단순적층판으로변하며, 샌드위치와복합재플랜지는일체형구조로제작하였다. 인장및압축하중에대해각각 3개씩시험을수행하였으며, 파손하중및변형된형상을확인하였다. 시험결과설계된구조는높은압축하중을지지할수있었으나, 인장파손하중은압축파손하중대비 1/7에불과하였다. 따라서압축강도는저하시키지않으면서동시에인장강도를증가시킬수있는구조를개발하기위해추가적인연구를수행해야할필요를확인하였고, 본연구는선행연구 [16] 의연장선상에서진행된것이다. 이상의연구에서살펴본바와같이복합재샌드위치체결부구조에대한다양한연구들이지속적으로수행되어왔다. 그러나공개된대부분의연구들은크기가작은쿠폰수준에집중되어있고, 샌드위치구조는단일재료의코어로만구성되어있다. 반면복합재샌드위치구조의적용범위가확대됨에따라실제구조물은대형화되고그형상도복잡하며하나의샌드위치구조속에형상과성질이다른코어들이동시에적용되는경우도있다. 따라서본논문에서는실제샌드위치구조를타구조물에연결하기위한효과적인설계방법을시험으로연구하였다. 복합재면재에알루미늄플렉스 (flex) 코어와폼 (foam) 코어를사용한샌드위치구조를대상으로, 서로다른세가지형태의체결부구조를제시하고총 16개의시편에대한인장, 압축시험을수행하여, 효과적인체결구조설계방안을제시하였다. 형상 1에대한시험결과는참고문헌 [16] 에서이미발표한것이고, 본논문에서는다른형상과의비교를위해참고문헌의주요결과를요약하여제시하였다. 2. 시험 2.1 시편제작본논문에사용된샌드위치구조는일방향탄소섬유복합재를면재로, 알루미늄허니콤과 PMI 폼을코어로사용한다. 주구조는샌드위치이지만타구조물과의체결을위

386 Byeong-Su Kwak, Hyun-woo Ju, Hong-Il Kim, Seung-Jin Dong, Jin-Hwe Kweon Fig. 2. Specimens for test Fig. 1. Specimen configurations (unit: mm) 해 램프 영역을 거쳐 샌드위치 양쪽의 면재가 만나 단순 적 층판을 이루는 복잡한 형상을 갖는다. 시편은 총 3가지의 형상이며, 샌드위치 판넬의 기본 형상에는 차이가 없으나 타 구조와 체결하기 위한 체결영역에서 서로 다른 형상을 갖는다. Fig. 1(a)에 형상 1에 대한 치수와 재료를 자세히 설명하 였다[16]. 그림과 같이 샌드위치 구조는 폭 350 mm, 길이 300 mm이며 샌드위치 판넬의 두께는 29.2 mm이다. 폼 코 어가 적용된 램프 영역에서 판넬의 두께가 감소하며 양쪽 의 면재가 만나 두께 11.4 mm의 단순 적층판으로 변한다. 타 구조물과 볼트로 체결되는 상황을 모사하기 위하여 플랜

Design and Verification of a Novel Composite Sandwich Joint Structure 387 지에 두 개의 인써트를 설치하였고, 인써트와 볼트를 통해 하중을 가한다. 형상 1의 시편 사진은 Fig. 2(a)에 보였다. Fig. 1(b)는 형상 2에 대한 자세한 치수 및 재료를 나타낸 다. 형상 2는 형상 1과 달리 시편의 플랜지와 판넬의 단순 적층판 부분이 분리되어 있으며, 알루미늄 플랜지와 복합 재 적층판을 7개의 고전단핀(HI-LOK)과 접착제로 조립한 하이브리드 체결방식이다. 플랜지의 재료는 알루미늄 7000 계열이다. 형상 1의 경우 폼 코어가 적용된 영역에서 판넬 의 두께가 감소함과 동시에 면재의 두께는 단계적으로 증 가하나, 형상 2의 경우 램프 영역에서 면재의 두께 변화는 없다. 형상 2의 시편 사진은 Fig. 2(b)에 보였다. Fig. 1(c)에 보인 형상 3은 시편의 플랜지와 웹이 7개의 고 전단 핀과 접착제를 통해 하이브리드 방식으로 체결되었 다는 측면에서는 형상 2와 동일하다. 그러나 알루미늄 플 랜지가 복합재 적층판의 안쪽에 설치된다는 측면에서 형 상 2와는 반대이고, 알루미늄 플랜지 곡률부의 강성 보강 을 위해 립을 추가한 것이 다른 점이다. 형상 3의 시편 사진 은 Fig. 2(c)에 보였다. 압축시편의 경우 하중을 받을 때 관심 영역이 아닌 시편 의 하단부에서 면재의 국부적 파손이 발생할 가능성이 있 다. 이를 방지하기 위해 Fig. 3(a)에서와 같이 시편 하단부 를 접착제 EA9396과 알루미늄 프레임을 사용하여 보강하 였다. EA9396의 경화 조건은 상온(25oC)에서 3~5일 또는 66oC에서 1시간 보관이다. 사전 점검에서 66oC에서 경화를 시작할 경우 접착제 내부 기공의 팽창으로 인하여 접착제 가 채널 밖으로 넘쳐나는 현상이 발생하였다. 따라서 본 논 문에서는 먼저 상온에서 하루 동안 경화시킨 후 66oC에서 1시간 동안 추가로 경화하는 공정을 사용하였다. 인장시편의 경우는 하중을 가할 때 볼트 홀 주변의 면재 에서 베어링이나 전단파손이 발생할 가능성이 높다. 따라 서 이를 방지하기 위하여 Fig. 3(b)에서와 같이 시편 하단 50 mm 구간에서 허니콤 코어를 제거하고 강(steel)을 삽입 하여 접착한 후에 9개의 홀을 가공하였다[16]. Fig. 3. Specimen reinforcement for loading [16] Fig. 4. Test fixtures 2.2 시험 방법 시험에 사용된 치구는 Fig. 4에 보였다. Fig. 4(a)에 보인 바 와 같이 상부 치구는 시험기의 하중을 치구로 전달하는 부 분(part 1)과, 시편의 플랜지를 잡아주는 부분(part 2)으로 구성된다. Part 1과 2는 12개의 볼트를 통해 체결된다. 형상 3의 경우 형상 1, 2의 경우보다 높은 인장파손하중을 나타

388 Byeong-Su Kwak, Hyun-woo Ju, Hong-Il Kim, Seung-Jin Dong, Jin-Hwe Kweon 낼것으로예상되어, Fig. 4(b) 와같이기존의파트 2 치구를변형에강하도록수정한파트 5 로대체하였다. Fig. 4(c) 에나타낸하부치구도비슷한개념으로설계하 였지만, 시편의상하부형상이다르기때문에시편을고정하는부분, 즉파트 3의형상이다르다. 파트 3과 4는 10개의볼트와너트를통해체결된다. 치구의재료는항복응력 834 MPa 이상, 인장강도 980 MPa 이상인 SCM 440 강이다. 압축하중은 Fig. 4(a) 와 4(c) 에나타낸파트 2, 3과시험기에장착된하중판을이용하여가한다. 시편과파트 2 치구는시편의플랜지에장착된인써트와 2개의볼트를이용하여 Fig. 5(a) 와같이체결한다. 시편의하부는 Fig. 3(a) 와같이포팅재료를사용하여시편을프레임속에고정한뒤다시볼트를사용하여프레임을파트 3 치구에고정하는형태가된다. 인장시험에서는 Fig. 4에보인상부치구와하부치구모두 ( 파트 1, 2, 3, 4, 혹은 5) 를사용한다. 형상 1, 2 시편의상부와파트 2 치구는압축시험과동일하게 2개의볼트로체결하였다. 형상 3의경우높은인장하중을지지할것으로예상되어시편의상부와치구의체결에 4개의볼트를이용하였다. 시편하부의경우에는압축시험과달리 Fig. 5(b) 와같이시편과파트 3 치구를관통하는 9개의볼트를이용하여시편과치구를체결하였다. 본논문에서진행된압축및인장시험은구조물에대한시험이므로시험을위한표준규격이제시되어있지않다. 따라서치구의설계와시험방법에대한자세한사항은샌드위치에대한압축시험규격인 ASTM C364[17] 를참고하였다. 하중의속도는분당 0.5 mm이다. 시험에사용된장비는 Zwick SP1200이고최대하중은 120톤이다. 인장시험은압축시험에비해좌굴이나시편정렬에대한민감도가상대적으로낮으므로, 분당 1 mm 속도로하중을가하였다. 압축하중인경우하중이시편의플랜지면에접촉분포하중의형태로가해지지만, 인장의경우체결볼트를통해집중하중의형태로가해지게된다. 시험하중은시편의플랜지와치구를체결하는볼트의중심을지나가도록설정하였다. 3. 결과및분석 Fig. 5. Typical test set-up (configuration 2) 3.1 압축시험총 3가지형상의샌드위치구조에대한압축파손하중및 Table 1. Compressive failure loads and failure modes Specimen ID Failure load (kn) Avg. failure load (kn) Primary failure mode Configuration 1-1 277 Face failure along material discontinuity line Configuration 1-2 284 295 Face failure along material discontinuity line Configuration 1-3 324 Face/core debonding Configuration 2-1 226 Face failure along material discontinuity line 226 Configuration 2-2 225 Face failure along material discontinuity line Configuration 3-1 262 Foam core failure 291 Configuration 3-2 320 Face/core debonding

Design and Verification of a Novel Composite Sandwich Joint Structure 389 Fig. 6. Typical load-displacement curves under compression 파손모드를 요약하여 Table 1에 나타내었다. 압축하중에 대 한 형상 1, 2, 3의 평균파손하중은 각각 295, 226, 291 kn으 로 나타났다. 각 형상에 대한 전형적인 하중-변위 곡선은 Fig. 6에 제시하였다. 형상에 따라 정도의 차이는 있지만, 하 중이 가해지는 초기에는 치구들의 접촉이 진행되는 과정 에서 부분적으로 비선형성이 나타나지만 변위가 1 mm를 지나면서 하중-변위 곡선은 선형에 가까워진다. 하중-변위 곡선에서 국부적 파손으로 인한 피크는 발견되지 않고, 하 중이 최대값에 도달한 후 급격한 지지하중 저하와 함께 최 종파손이 발생하는 것을 알 수 있다. 형상 1에 대한 시험 결과는 저자들의 선행연구[16]에서 자세히 설명하였고 본 논문에서는 독자들의 이해를 돕기 위해 그 결과를 요약해서 제시한다. 파손하중은 하중-변위 곡선상의 최대하중으로 정의한다. 형상 1의 3개 시편의 시 험 결과 파손하중은 각 277, 284, 324 kn으로 나타났다. 총 3개 시편에 대한 시험을 수행한 결과 두 개(1, 2번) 시 편에서는 Fig. 7(a)와 같이 복합재 면재의 압축파손과 폼 코 어의 파손이 동시에 발생하였다. 면재의 파손은 알루미늄 허니콤 코어와 PMI 폼 코어가 만나는 재료불연속선을 따 라 발생하였고, 꺽임이 없이 수직으로 서있는 면재(사진의 좌측 면재)에서만 발생하였다. 이러한 파손은 두 코어가 만 나는 위치에서 면재가 국부적으로 휘어지는 제작상의 문 제점에 기인한 것으로 판단된다. 반면에 허니콤 코어와 폼 코어가 만나는 지점에서 면재의 결함이 적었던 3번 시편은 다른 형태의 파손모드를 나타냈다. 이 경우에는 Fig. 7(b)에 서와 같이 샌드위치 본체에서 허니콤 코어와 면재 사이의 디본딩이 발생할 때까지 재료불연속 지점에서의 면재 파 손이 발생하지 않았고, 따라서 파손하중이 가장 높게 나타났다. 형상 2의 압축 거동도 형상 1의 거동과 유사하다. 3개 시 편에 대한 시험을 수행하였으나 3번 시편에서는 초기에 면 재와 코어의 디본딩이 발생하여 의미 있는 결과를 얻지 못 하였다. 1번과 2번 시편의 파손하중은 각각 226, 225 kn으 로 나타났다. Fig. 8에 보인 파손의 양상도 형상 1의 시편 1, 2와 유사하다. 파손은 종류가 다른 두 코어가 만나는 재료 불연속 지점에서 수직으로 서 있는 면재가 압축파손을 일 Fig. 7. Failure of configuration 1 under compression [16] Fig. 8. Failure of configuration 2 under compression 으키면서 구조적 기능을 상실하는 형태로 나타났다. 그러 나 파손하중은 형상 1의 값보다 낮게 나타나는데, 이것은 면재의 두께 차이 때문으로 판단된다. Fig. 1(a)와 1(b)를 비 교해보면, 형상 1에서는 샌드위치에서 단순 적층판으로 변 하는 램프 영역에서 면재의 두께가 점진적으로 증가하는 반면, 형상 2에서는 면재의 두께가 일정하다가 갑자기 두 꺼운 적층판이 된다. 이러한 형상의 차이가 형상 2의 수직 면재에 상대적으로 더 큰 응력을 부가하여 더 낮은 하중에 서 파손이 발생한 것으로 판단된다. 형상 3의 하중-변위 곡 선도 형상 1, 2와 유사한 형태를 보인다. 그러나, 형상 1과 2에서 나타났던 재료불연속 지점에서의 면재 압축파손은 나타나지 않았다. 파손양상은 두 시편에서 서로 다르게 나 타났는데, Fig. 9에 보인 바와 같이 1번 시편의 경우 폼 코어 의 전단파손이 주된 파손모드이고, 2번 시편의 경우 코어

390 Byeong-Su Kwak, Hyun-woo Ju, Hong-Il Kim, Seung-Jin Dong, Jin-Hwe Kweon Fig. 10. Typical load-displacement curves under tension Fig. 9. Compressive failure (Configuration 3) Fig. 11. Failure development at the corner of flange (configuration 1) [16] 와면재의디본딩이주된파손모드이다. 파손하중은각각 262 kn, 320 kn 이다. 형상 3 의 2 번시편의파손모드와형상 1 의 3 번시편의파손모드가유사한데파손하중도비슷한것을알수있다. 3.2 인장시험각형상에인장하중을가하였을때의파손하중및파손모드는 Table 2에나타내었다. 형상 1, 2, 3의평균파손하중은각각 47.3, 83.7, 291 kn으로나타났다. Fig. 10에각형상에대한대표적인하중-변위곡선을보였다. 앞에서도밝힌바와같이형상 1에대한결과는저자들의선행연구 [16] 에서보고한내용을요약한것이다. Fig. 10 과 11에보인바와같이약 47 kn 정도의하중이가해질때 플랜지와웹이만나는곡률부에서육안으로확인이가능한큰층간분리파손이발생하고, 이때부터지지하중은거의증가하지않는다. 이러한파손모드는곡률부인장시험의전형적인형태이다 [18]. 압축하중의경우와마찬가지로파손하중은하중-변위곡선상의최대값으로정의하였고, 평균파손하중은 69.1 kn, 균열시작점의평균하중은 47.3 kn 이다. Fig. 11에보인바와같이총 3개시편에대한인장시험결과모든시편에서동일한파손모드즉복합재플랜지곡률부에서의층간분리파손이나타났다. 층간분리파손은곡률부의중립면에가까운여러층과층사이에서시작되어점차확장되었다. 두개의볼트를통해인장하중을가하였기때문에 Fig. 12에보인바와같이볼트주변에서시편의변형이상대적으로더크게발생하 Table 2. Tensile failure loads and failure modes Specimen ID Failure load (kn) Avg. failure load (kn) Primary failure mode Configuration 1-1 71.1(45.8*) Configuration 1-2 69.5(48.8*) 69.1(47.3*) Delamination of solid laminate Configuration 1-3 66.7(47.2*) Configuration 2-1 83.2 Configuration 2-2 84.4 83.7 Bolt failure Configuration 2-3 83.4 Configuration 3-1 303 Configuration 3-2 279 291 Fixture yielding

Design and Verification of a Novel Composite Sandwich Joint Structure 391 Fig. 12. Deformation of joint (configuration 1) [16] Fig. 14. Failure of configuration 3 under tension Fig. 13. Failure of configuration 2 under tension 는 것을 확인할 수 있었다. 형상 2의 경우 인장하중이 가해짐에 따라 초기에는 하중 과 변위가 선형적인 관계를 보이지만, 하중이 80 kn 근처 를 지나면서 그래프의 기울기는 점점 감소하며 하중이 더 이상 증가하지 않았다. 시험 결과 인장파손하중은 평균 83.7 kn 으로 나타났다. 형상 1에 비하여는 파손하중이 증가하였지만 플랜지의 곡률부가 없는 구조라는 측면을 고려할 때 이 결과는 정상 적이지 않다. 시험 후 시편과 치구를 분리하여 검사한 결과 Fig. 13에 보인 바와 같이 총 3개의 시편 모두에서 시편 자 체에서는 심각한 파손이 발견되지 않았고, 금속 플랜지와 치구를 연결하는 볼트의 손상이 하중을 추가적으로 지지 할 수 없게 만든 원인인 것을 확인하였다. 따라서 본 시험 의 결과는 체결 구조의 파손하중으로 볼 수는 없을 것으로 판단된다. 치구와 금속 플랜지의 연결 볼트 수를 추가하여 시험을 하고자 하였으나 복합재와 금속 플랜지를 연결하 는 하이록(HI-LOK) 핀과 주위 복합재의 미세한 손상이 발 견되어 동일한 시편으로는 추가시험을 수행하지 않았다. 형상 2에 대한 인장시험 결과 금속 플랜지와 치구의 체 결부를 보강할 필요가 있다고 판단하고, 형상 3의 인장시 험에서는 인장강도 1,100 MPa 이상을 나타내는 볼트 (보안 상의 이유로 볼트명 미기재) 4개를 사용하여 플랜지와 치 구를 체결하였다. Fig. 10에 보인 바와 같이 인장하중에 대 한 형상 3의 하중-변위 곡선은 선형적으로 증가하다가 208 kn 지점에서 작은 피크가 발생한다. 이는 Fig. 14에 보인 단 순 적층판 중립면 근처에서의 층간분리와 폼 코어의 파손 으로 인한 것이다. 208 kn 근처에서의 작은 피크 후에도 지 지하중은 계속 증가하다가 303 kn(시편 1), 279 kn(시편 2) 의 하중에 도달하였을 때 더 이상 지지하중의 증가는 나타 나지 않았다. 베어링(bearing), 전단파손(shear-out)과 같은 적층판의 치 명적 파손이나 연결 핀의 파손이 없음에도 불구하고 하중 이 증가하지 못한 이유는 치구(fixture)의 변형 때문으로 판 명되었다. 하중을 제거한 후에도 치구(Fig. 4, 파트 5)가 원 래의 형상으로 복원되지 않고 영구변형을 보인 것을 확인 하였다. 치구를 더 강하게 제작하여 시험을 수행한다면 추 가적인 하중을 지지할 수 있을 것으로 예상되나, 본 논문에 서는 설계의 목적을 충분히 달성하여 추가 시험을 수행하 지 않았다. 4. 결 론 본 논문에서는 인장과 압축하중을 효과적으로 지지할 수 있는 샌드위치 체결부 구조 설계를 위한 목적으로, 이종재 료 코어와 탄소 복합재 면재로 구성된 세가지 형상의 샌드 위치 구조물에 대해 인장 및 압축 시험을 수행하였다. 압축 하중의 경우 허니콤 코어와 폼 코어가 만나는 재료불연속 지점에서 면재의 휘어짐이 시편의 파손하중에 큰 영향을 미치는 것으로 나타났다. 재료불연속 지점에서 면재의 국 부적 파손이 발생하지 않을 경우, 면재와 코어의 디본딩이 발생할 때까지 지지하중은 증가하고, 체결부의 형상에 무 관하게 파손하중이 비슷하게 나타났다. 또한 샌드위치에서 단순 적층판으로 변하는 램프 구간에서 면재의 두께를 점 진적으로 변경하는 것도 파손하중을 높이는 요인임을 확 인하였다. 시험 결과로부터, 압축하중만 고려한다면, 무게

392 Byeong-Su Kwak, Hyun-woo Ju, Hong-Il Kim, Seung-Jin Dong, Jin-Hwe Kweon 와제작성을고려할때샌드위치와플랜지를복합재일체형으로제작하는형상 1이가장우수한하중지지능력을가지는것으로판단된다. 그러나인장하중을받을경우의결과는압축하중의경우와는다르다. 샌드위치와플랜지를복합재일체형으로제작한형상 1의경우복합재곡률부에서굽힘모멘트를받고, 이로인해낮은하중에서층간분리가발생하여하중지지능력을상실한다. 반면에별도의금속플랜지를제작하여적층판에체결할경우복합재곡률부가없으므로층간분리에대한걱정을하지않아도된다. 가장개선된형태인형상 3의시험결과를보면, 샌드위치구조물의 1차적파손모드는적층판의층간분리와폼코어의전단파손이고, 압축파손하중 291 kn과비슷한수준의하중을지지함을확인하였다. 3가지형상에대한인장및 압축시험을종합하면, 복합재플랜지대신휨에강한형태의립으로보강된금속플랜지를사용한체결이가장효과적인구조로판단된다. 후 기 본연구는국방과학연구소및 한국화이바의지원을받아수행되었습니다. 또한 2017 년과학기술정보통신부의재원으로한국연구재단의지원을받아수행되었습니다 (NRF- 2017R1A5A1015311). REFERENCES 1. Belingardi, G., Cavatorta, M.P., and Duella, R., Material Characterization of a Composite Foam Sandwich for the front Structure of a High Speed Train, Composite Structures, Vol. 61, No. 1-2, 2003, pp. 13-25. 2. Zenkert, D., Shipsha, A., Bull, P., and Hayman, B., Damage Tolerance Assessment of Composite Sandwich Panels with Localized Damage, Composites Science and Technology, Vol. 65, No. 15-16, 2005, pp. 2597-2611. 3. Kim, J.S., Lee, S.J., and Shin, K.B., Manufacturing and Structural Safety Evaluation of a Composite Train Carbody, Composite Structures, Vol. 78, No. 4, 2007, pp. 468-476. 4. Leijten, J., Harald, E.N., Bergsma, O.K., and Beukers, A., Experimental Study of the Low-velocity Impact Behaviour of Primary Sandwich Structures in Aircraft, Composites: Part A, Vol. 40, No. 2, 2009, pp. 164-175. 5. Thomsen, O.T., Sandwich Materials for Wind Turbine Blades - Present and Future, Journal of Sandwich Structures and Materials, Vol. 11, No. 1, 2009, pp. 17-26. 6. Baral, N., Cartie, D.D.R., Partridge, I.K., Baley, C., and Davies, P., Improved Impact Performance of Marine Sandwich Panels using Through Thickness Reinforcement, Composites Part B: Engineering, Vol. 41, No. 2, 2010, pp. 117-123. 7. Zinno, A., Fusco, E., Prota, A., and Manfredi, G., Multiscale Approach for the Design of Composite Sandwich Structures for Train Application, Composite Structures, Vol. 92, No. 9, 2010, pp. 2208-2219. 8. Cho, H.K., and Rhee, J., Vibration in a Satellite Structure with a Laminate Composite Hybrid Sandwich Panel, Composite Structures, Vol. 93, No. 10, 2011, pp. 2566-2574. 9. Choi, B.H., Shin, S.J., Song, M.H., Choi, J.H., and Kweon, J.H., Strength of Sandwich-to-Laminate Single-lap Bonded Joints in Elevated Temperature and Wet Condition, Journal of the Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 38, No.11, 2010, pp. 1115-1122. 10. Heimbs, S., and Pein, M., Failure Behaviour of Honeycomb Sandwich Corner Joints and Inserts, Composite Structures, Vol. 89, No. 4, 2009, pp. 575-588. 11. Kim, K.S., An, J.M., Jang, Y.S., and Yi, J.M., Strength Improvement of Insert Joint for Composite Sandwich Structure, Journal of The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 38, No. 1, 2010, pp. 29-34. 12. Lim, J.W., and Lee, D.G., Development of the Hybrid Insert for Composite Sandwich Satellite Structures, Composites: Part A, Vol. 42, No. 8, 2011, pp. 1040-1048. 13. Kuczma, S.K., and Vizzini, A.J., Failure of Sandwich to Laminate Tapered Composite Structures, Journal of the American Institute of Aeronautics and Astronautics, Vol. 37, No. 2, 1999, pp. 227-231. 14. Paris, I.L., Characterization of Composites Sandwich Ramp Failure Under Tensile Loading, Proceedings of the 17st International Conference on Composite Materials, Edinburgh, UK, Jul. 2009. 15. Clifford, S.M., Manager, C.I.C., and Clyne, T.W., Characterisation of a Glass-fiber Reinforced Vinylester to Steel Joint for Use between a Naval GRP Superstructure and a Steel Hull, Composite Structures, Vol. 57, No. 1-4, 2002, pp. 59-66. 16. Kwak, B.S., Kim, H.I., Dong, S.J., Choi, J.H., and Kweon, J. H., An Experimental Study on the Failure of a Novel Composite Sandwich Structure, Composites Research, Vol. 29, No. 4, 2016, pp. 209-215. 17. Standard Test Method for Edgewise Compressive Strength of Sandwich Constructions, ASTM Standard C364. 18. Kim, J.H., Han, J.S., Bae, B.H., Choi, J.H., and Kweon, J.H., Manufacturing and Structural Analysis of Thick Composite Spar using AFP Machine, Composite Research, Vol. 28, No. 4, 2015, pp. 212-218.