韓國航空宇宙學會誌 751 論文 항공용복합재단일겹침접착체결부의제작공정에따른강도연구 송민규 *, 권진회 **, 최진호 **, 김효진 ***, 송민환 ****, 신상준 **** Strength of Composite Single-Lap Bonded Joints with Various Manufacturing Processes for Aircraft Application Min-Gyu Song*, Jin-Hwe Kweon**, Jin-Ho Choi** Hyo-Jin Kim***, Min-Hwan Song**** and Sang-Joon Shin**** ABSTRACT 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. 초 록 본논문에서는항공기구조용탄소복합재단일겹침접착체결부에서, 파손하중에영향을미치는주요인자들의효과를실험으로연구하였다. 실험을위해제작공정 4 가지, 겹침길이 5 가지, 모재두께 4 가지에대한시편총 335 개를제작하였다. 예상대로겹침길이가감소할수록, 모재두께가증가할수록파손강도가높아지는것을확인하였다. 그러나제작공정의측면에서는, 접착제가없는일체성형시편과이차접착시편의강도가동시접착이나접착제를사용한일체성형시편에서보다높은파손강도를보이는흥미로운사실을발견하였다. 특히이차접착시편의강도가일체성형시편의강도와유사하거나더높은현상을발견하였는데, 이는접착제의강도가모재의층간강도보다높거나최소한비슷한수준임을의미하는것으로볼수있다. Key Words : Single-lap bonded joint( 단일겹침접착체결부 ), Manufacturing process( 제작공정 ), Overlap length( 겹침길이 ), Adherend thickness( 모재두께 ) 2009년 4월 20일접수 ~ 2009년 7월 7일심사완료 * 정회원, 경상대학교항공우주공학과대학원 ** 정회원, 경상대학교항공기부품기술연구소교신저자, E-mail : jhkweon@gnu.ac.kr 경남진주시가좌동 900번지 *** 정회원, 한국폴리텍항공대학항공정비과 **** 정회원, 한국항공우주산업 ( 주 ) Ⅰ. 서론 1990 년대이후국내복합재구조해석및실험자체에대한기술은지속적으로발전되어왔다 [1-6]. 그러나실제로설계현장에서근무하는엔지니어들의관점에서보면복합재구조설계를위
752 송민규 권진회 최진호 김효진 송민환 신상준韓國航空宇宙學會誌 한기본적인설계허용치 (design allowable) 데이터베이스의구축이이루어져있지못한상태이기때문에외국의데이터베이스를그대로도입하여사용하고있는실정이다. 외국데이터베이스의경우일회적사용을위해서는편리하지만, 용도가제한되어있고데이터의생성배경을알수없으므로독자적인국내항공우주비행체개발사업에서적용할수없는문제점을가지고있다. 복합재구조물의설계에서중요한문제가되는것은부품과부품을연결하는체결부기술이다. 체결부의강도는하중의형태, 모재의종류, 형상, 체결방식, 습도및온도와같은사용환경등다양한인자들의영향을받기때문에장기간에걸친연구와투자를통해설계자료를체계적으로구축하여데이터베이스화하는것이중요하다. 복합재부품의조립과체결방법에는기계식체결과접착식체결이사용되며, 접착식체결방법은체결재를위한구멍을뚫을필요가없고, 기계적체결방법에비하여넓은면적에하중을분포시켜비교적균일한응력분포를가지는장점이있으므로그사용이확대되고있다. 반면에분해와조립이어렵고, 온도, 습도등환경적요인에의하여체결력이약화될수있는가능성이존재한다. 또한, 접착을위한표면처리등공정이복잡하고, 접착상태를검사하기어렵다는단점이있다. 따라서신뢰성있는접착체결부의설계를위해서는, 파손및강도특성에대한광범위하고체계적인연구가필요한상황이다. 현재공개된접착체결부에대한연구를살펴보면, 복합재단일겹침 (single-lap) 체결부에관한실험및파손연구 [3-5], 금속-금속단일겹침체결부에관한파손연구 [6], 단일겹침체결부와이중겹침체결부에관한이론및해석연구 [7], 복합재단일겹침체결부의피로에의한균열성장에관한실험연구 [8], 이중겹침 (double-lap) 체결부에관한이론식연구 [9], 하이브리드이중겹침체결부의파손에관한실험연구 [10], 복합재와알루미늄의이종재료단일겹침체결부의강성에관한이론및실험연구 [11,12], 복합재단일겹침체결부에서스퓨 (spew) 형상에관한실험및파손연구 [13], 복합재-알루미늄단일겹침하이브리드체결부강도특성실험연구 [14], 복합재와금속의이종재료이중겹침체결부의피로에의한파손성장에관한실험및이론연구 [15], 단일겹침과이중겹침체결부의토크전달특성연구 [16] 등이이루어져왔다. 그러나접착체결부에관한기존의연구에서는제작공정이구조강도에미치는영향관한체계적연구는제한적으로만 이루어진상태이다. 본연구에서는제작공정 (4종류 : 접착제가없는일체성형체결부, 접착제가있는일체성형체결부, 이차접착체결부, 동시접착체결부 ) 을달리한복합재접착체결부에대해겹침길이 (5종류), 모재두께 (4종류) 와같은인자들이강도및특성에어떤영향을미치는지를체계적으로연구하였다. 연구를위해사용한항공기구조용복합재료는 Cytec사의 CYCOM 5276-1/G40-600-24K( 탄소 / 에폭시프리프레그 ) 이고, 접착제는필름형태의고온경화용접착제인 Cytec사의 FM 300K이다. 2.1 시편제작 Ⅱ. 시험 본연구에서고려한제작공정은총 4 가지로 Fig. 1 의위에서부터접착제가없는일체성형방법 (cocuring without adhesive; CCN), 접착제가있는일체성형방법 (cocuring with adhesive; CCA), 이차접착방법 (secondary bonding; SEB), 동시접착방법 (co-bonding; COB) 이다. 접착제가없는일체성형방법은접착제를사용하지않고프리프레그의수지만을이용하여원하는형상으로프리프레그를성형하는방법이다. 적절한몰드를이용하여적층순서에맞게프리프레그를적층한후주어진싸이클에따라성형한다. 접착제가있는일체성형방법은프리프레그상태인두적층판사이에별도의접착제를삽입하여성형하는방법이다. 이방법을사용하게될경우프리프레그가가진수지외에별도의접착제층이형성되게된다. 동시접착방법은먼저성형된적층판과성형되지않은프리프레그층사이에접착제를추가하여성형하는방법이다. 이차접착방법은각각의성형된적층판을접착제를이용하여접착하는방법이다. 이차접착성형에서는접착제의경화싸이클을사용한다. Fig. 1. The schematic of various manufacturing processes
第 37 卷第 8 號, 2009. 8 항공용복합재단일겹침접착체결부의제작공정에따른강도연구 753 Fig. 2. Configuration of a typical bonded joint Fig. 4. Test set-up for single-lap joint Ⅲ. 결과및검토 Fig. 3. Microscopic view of secondary bonded joint 본연구에서사용된단일겹침접착체결부시편의형상은 Fig. 2 에보인바와같으며 ASTM D5868-01[17] 규격과 ASTM D3165-07 규격 [18] 을혼합한방식이다. 이형상은 ASTM D3165 의형상에서노치부분의폭을 1.6 mm 에서 38.1 mm 로변경한것이다. 이방법을사용할경우단일겹침에의한비대칭효과를줄이면서, 노치가공의불편함을제거할수있다. t 는복합재모재의두께, L 은겹침길이를나타낸다. 실험에의해결정된일방향탄소복합재 CYCOM 5276-1/G40-800-24K 의재료상수는 E 1=158.4 GPa, E 2=9.1 GPa, G 12=5.5 GPa, υ 12=0.298, X T=2787 MPa, Y T=89.7 MPa, S 12=171 MPa 이다. 복합재의성형후한층 (ply) 의평균두께는 0.191 mm 이고, 접착제층의평균두께는 0.092 mm 이다. 본연구에앞서실험으로구한필름형태의접착제 FM 300K 의물성치는 E=3.1 GPa, S=58.3 MPa, υ=0.382 이다. Fig. 3 은이차접착방법으로제작한단일겹침체결부의겹침부분을현미경으로 40 배확대한사진이다. 이차접착방법으로제작할경우제작몰드의형태에따라필렛 (fillet) 이형성되지만, 일체성형의경우제작공정의특성상필렛이거의생성되지않는다. 따라서본연구에서는일관성유지를위해모든시편에서필렛이생성되지않게제작하였다. 3.1 제작공정별겹침길이의효과 제작공정별로겹침길이가체결부의강도에미치는영향을살펴보기위해 4 가지의제작공정에대하여공칭치수기준으로겹침길이를 5 종류즉, 12.7, 19.1, 25.4( 기준값 ), 38.1, 50.8 mm 로변화시켜제작한 223 개의시편에대해실험을수행하였다. 적층순서는 [45/0/-45/90] 3S 이고모재두께는 4.57 mm(24 층 ) 이다. Fig. 5 는접착제가없는일체성형체결부의겹침길이에따른파손하중과강도를보여주고있다. 겹침길이가 12.7 mm 에서 50.8 mm 까지증가하면접착면적도같이증가하므로파손하중은대체로증가한다. 겹침길이가 38.1 mm(1.5 in) 인경우에는겹침길이가 25.4 mm 인경우에비해약간감소하지만그림에서볼수있는것처럼실험결과의오차범위안에있는정도의차이이다. 파손하중의경향과달리, 파손하중에서접착면적을 2.2 체결부실험 인장실험에사용한재료실험기는 Fig. 4 에보인 Instron 5582(10 톤용량 ) 이고 ASTM D5868-01 규격과 ASTM D3165-07 규격에따라상온에서분당 1.3 mm 의속도로하중을가하였다. Fig. 5. Failure loads and strengths of joints with various overlap lengths (Cocuring without adhesive)
754 송민규 권진회 최진호 김효진 송민환 신상준韓國航空宇宙學會誌 Fig. 6. Failure loads and strengths of joints with various overlap lengths (Cocuring with adhesive) Fig. 7. Failure loads and strengths of joints with various overlap lengths (Secondary bonding) Fig. 8. Failure loads and strengths of joints with various overlap lengths (Co-bonding) 나눈값으로정의한파손강도는각각 34.3, 26.4, 20.741, 14.3, 10.8 MPa 로겹침길이가길어짐에따라그값이오히려줄어든다. 이는겹침길이가길어진만큼지지하중이선형적으로증가하고있지는못함을의미한다. 겹침길이 12.7, 19.05 mm 체결부의평균파손강도는, 기준이되는 25.4 mm 체결부의평균파손강도에비해각각 66% 와 27% 가높고 38.1, 50.8 mm 체결부는 25.4 mm 체결부에비해각각 31% 와 48% 감소하였다. Fig. 6 은접착제가있는일체성형체결부의겹침길이에따른파손하중과강도를보여주고있다. 겹침길이가 12.7, 19.05, 25.4( 기준값 ), 38.1, 50.8 mm 로변할때체결부의평균파손강도는각각 28.2, 22.4, 17.5, 12.8, 11.1 MPa 로변한다. 겹침길이 12.7, 19.05 mm 체결부의평균파손강도는 25.4 mm 체결부의평균파손강도에비해각각 61%, 28% 가높고, 38.1, 50.8 mm 체결부는 25.4 mm 체결부에비해각각 27% 와 36% 가감소한다. Fig. 7 은이차접착체결부의겹침길이에따른파손하중과강도를보여주고있다. 겹침길이가 Fig. 6 에서와동일한값으로증가할때체결부의평균파손강도는각각 34.7, 23.2, 18.3, 13.9, 11.4 MPa 로변한다. 겹침길이 12.7, 19.05 mm 체결부의평균파손강도는 25.4 mm 체결부의평균파손강도에비해각각 89% 와 27% 가높고, 38.1, 50.8 mm 체결부는 25.4 mm 체결부에비해각각 24%, 38% 가감소하였다. Fig. 8 은동시접착체결부의겹침길이에따른파손하중과강도를보인것이다. 겹침길이가 12.7 mm 에서 50.8 mm 까지증가할때체결부의평균파손강도는각각 19.4, 13.5, 12.2, 9.7, 9.7 MPa 로변한다. 겹침길이 12.7, 19.05 mm 체결부의평균파손강도는 25.4 mm 체결부의평균파손강도에비해각각 58%, 10% 높으며, 38.1, 50.8 mm 체결부는 25.4 mm 체결부에비해각각 21% 가감소한다. 파손하중 - 강도의결과그래프에서겹침길이가증가하여도접착강도가선형적인관계로감소하지는않는다. 이것은참고문헌 [19] 에언급된것과같이단일겹침접착체결부의경우응력이겹침영역의끝단부분에집중되고있으므로접착면적의증가와지지하중이선형적으로비례하지않는다는결론과일치한다. Fig. 9 는이차접착체결부를유한요소프로그램인 MSC.Marc 로해석한결과이다. 다른겹침길이를갖는체결부에동일한하중 ( 이차접착체결
第 37 卷第 8 號, 2009. 8 항공용복합재단일겹침접착체결부의제작공정에따른강도연구 755 Fig. 9. Von-Mises stresses at the mid-plane of adhesive 부의평균파손하중 12.1 kn) 을하게가했을때접착제의중립면에서중앙선을따라길이방향으로 von-mises 응력을계산한결과이다. 전체적으로겹침길이가길어짐에따라겹침영역끝단과중앙부에서의응력수준이내려가는것을볼수있다. 실험에서파손이주로끝단에서의균열로시작된다는점을고려할때겹침길이가커짐에따라파손하중이증가하는현상은이결과로부터설명된다. 그러나겹침길이가길어짐에따라끝단응력이나중앙부응력의감소가겹침길이에선형적으로관계되지는않는다. 그림에서볼수있는바와같이겹침길이가 25.4 mm 를넘어가면중앙부응력은거의일정해지고, 끝단응력의감소비율도줄어든다. 이로인해겹침길이의증가가그만큼의파손강도의증가로는연결되지않는것으로판단된다. Fig. 5~8 의결과를제작공정의측면에서살펴보면전체적으로접착제를사용하지않는일체성형체결부가가장높은파손강도를보이고, 다음으로이차접착, 접착제를사용한일체성형, 동시접착의순서로파손강도가낮아지는것을볼수있다. 겹침길이가 12.7 mm 인경우에는이차접착의파손강도가가장높게나타나지만, 이차접착과일체성형의파손강도차이는 1.07 % 에불과하다. Fig. 10 에겹침길이 25.4 mm( 모재두께 4.57 mm, 적층순서 [45/0/-45/90] 3S) 인체결부에대해제작공정의관점에서파손하중과강도를정리하였다. 접착제가없는일체성형체결부의강도가 20.71 MPa 로가장높고, 이를기준 (100%) 으로할때접착제가있는일체성형체결부의강도는 17.5 MPa(84%), 이차접착체결부의강도는 18.3 MPa(88%), 동시접착체결부는 12.2MPa(59%) Fig. 10. Failure loads and strengths of joints from various manufacturing processes(overlap length=25.4 mm) Fig. 11. Failure modes from various manufacturing processes 의순서로나타났다. 괄호안의값 (%) 은기준값 ( 접착제가없는일체성형체결부의실험값 ) 에대한상대적비율을표시한것이다. Fig. 11 에는제작공정을달리하여실험을수행한접착체결부시편의대표적인파손면사진을제시하였다. 사진에서는잘보이지않지만실제로는하나의층이아닌서로다른여러층에서층간분리 (delamination) 가발생한경우가많고, 층간분리가발생하면서모재의일부가분리되어사진의좌우가일치하지않는경우도있다. 동시접착방법을제외하고는접착제를사용하지않은일체성형방법, 접착제를사용한일체성형방법, 이차접착방법모두복합재모재의층간분리가주된파손모드를이루고있다. 접착제가있는일체성형방법의경우접착제와모재의계면파손 (interfacial failure) 이국부적으로나타났다. 반면
756 송민규 권진회 최진호 김효진 송민환 신상준韓國航空宇宙學會誌 Fig. 12. Typical load-displacement curves of bonded joints using different manufacturing processes Fig. 13. Failure loads and strengths of cocured joints with various laminate thicknesses (Cocuring without adhesive) 에동시접착체결부에서는계면파손이주된파손모드로나타난다. Fig. 12 에는각제작공정에따른전형적인하중 - 변위곡선을나타내었다. 하중이크지않으므로기계자체의변위는충분히작다고가정하고, 시험기의변위를사용하였다. 하중 - 변위곡선은파손이발생하기전까지대체로선형적인형태로나타난다. 파손변위는접착제가없는일체성형 ( 약 0.7 mm), 접착제를사용한일체성형 ( 약 0.6 mm), 이차접착 ( 약 0.5 mm), 동시접착 ( 약 0.4 mm) 의순서로나타난다. 3.2 제작공정별모재두께의효과 4 가지의제작공정에대하여모재두께를 4 종류즉, 1.52 mm(8 층 ), 4.57 mm(24 층, 기준적층, basic), 6.09 mm(32 층 ), 7.62 mm(40 층 ) 으로변화시켜제작한 153 개의시편에대해실험을수행하였다. 적층순서는 [45/0/-45/90] S (8 층 ), [45/0/-45/90] 3S (24 층 ), [45/0/-45/90] 4S (32 층 ), [45/0/-45/90] 5S (40 층 ) 이다. 겹침길이는 25.4 mm 이다. Fig. 13 은접착제가없는일체성형체결부의모재두께에따른파손하중과강도를보여주고있다. 접착제가없는 8, 24, 32, 40 층체결부의평균파손강도는각각 20.6, 20.7, 24.6, 26.7 MPa 이다. 모재두께가두꺼워지면파손강도가증가하는경향을볼수있다. 8 층시편의평균파손강도는 24 층시편의파손강도와유사하며, 32 층, 40 층체결부의강도는 24 층시편에비해각각 19%, 29% 가증가한다. Fig. 14 는접착제가있는일체성형체결부의파손하중과강도그래프이다. 접착제가있는 8, Fig. 14. Failure loads and strengths of joints with various laminate thicknesses (Cocuring with adhesive) Fig. 15. Failure loads and strengths of joints with various laminate thicknesses (Secondary bonding)
第 37 卷第 8 號, 2009. 8 항공용복합재단일겹침접착체결부의제작공정에따른강도연구 757 Fig. 16. Failure loads and strengths of joints with various laminate thicknesses (Co-bonding) Fig. 17. Von-Mises stresses at the mid-plane of adhesive 24, 32, 40 층체결부의평균파손강도는각각 16.1, 17.5, 18.1, 20.1 MPa 이다. 8 층시편의평균파손강도는 24 층시편에비해 8% 가낮고, 32 층, 40 층시편은 24 층시편에비해각각 3%, 15% 높다. Fig. 15 에제시된이차접착체결부에대한실험결과에서는 8, 24, 32, 40 층체결부의평균파손강도가각각 20.5, 18.3, 25.9, 27.8 MPa 로나타났다. 8 층, 32 층, 40 층시편은 24 층시편에비해각각 12%, 41%, 52% 증가하였다. 8 층체결부의평균파손강도가 24 층체결부보다높게나타난것이특이한현상이다. Fig. 16 은동시접착방법을사용한체결부의파손하중과강도그래프이다. 8, 24, 32, 40 층체결부의평균파손강도는각각 11.2, 12.2, 12.6, 19.7 MPa 이다. 8 층체결부의평균파손강도는 24 층체결부에비해 8% 낮으며, 32 층, 40 층체결부 는 24층체결부에비해각각 3%, 61% 씩증가하였다. 가장두꺼운 40층체결부의파손강도가특별히높은것이특이한현상이다. 전체적으로한경우 (24층, 이차접착 ) 를제외하고는모재의두께가두꺼워지면파손하중과강도가증가하는것을볼수있다. 단일겹침체결부에서모재의두께가두꺼워지면하중선의불일치로시편에걸리는굽힘모멘트도증가하게된다. 그러나모재자체의굽힘관성모멘트는두께의세제곱에비례하여증가하므로굽힘모멘트증가의효과보다더큰영향을미치게되고, 결과적으로체결부에대한굽힘모멘트의영향을감소시키게된다. 이에따라접착부에서굽힘모멘트로인한응력성분들의값이감소하게되어체결부강도가증가하게되는것으로볼수있다. Fig. 13~16의결과를제작공정의측면에서살펴보면, 비록그차이는크지않지만, 8층과 24층인경우접착제를사용하지않는일체성형에서, 32층과 40층의경우이차접착에서더높은강도가나타난다. 이러한현상이실험을수행한특정겹침길이 (25.4 mm) 에대해서만나타난것인지다른겹침길이에서도동일한현상이나타날것인지에대해서는추가적인연구가필요하겠지만, 최소한체결부의형상에따라서는이차접착의파손강도가더높게나타날수도있다는것은흥미로운사실이다. Fig. 17은이차접착체결부에서모재두께를달리함에따라접착제중립면의길이방향중앙선을따라 von-mises 응력의분포를보인것이다. 겹침영역끝단을제외하면응력의차이는크지않다. 그러나끝단에서응력의최대값은모재두께가줄어들수록커지는것을알수있다. Ⅳ. 결론 본연구에서는 CYCOM 5276-1/G40-600-24K 탄소 / 에폭시복합재와 FM300K 접착제를이용하여단일겹침접착체결부의제작공정 (4 종류 ), 겹침길이 (5 종류 ), 모재두께 (4 종류 ) 를변화시키면서총 335 개의시편에대한실험을수행하였다. 단일겹침접착체결부설계허용치실험결과, 제작공정, 겹침길이, 모재두께가모두파손강도에영향을미치는것으로나타났다. 겹침길이가길어질수록파손강도가낮아진다는것은이미잘알려진사실이지만, 모재의두께에따라서도파손강도가크게달라지는것을확인하였다. 본연구에서는특히제작공정의측면에서파손강도의변화를살펴보았는데, 대부분의겹침길이와모재
758 송민규 권진회 최진호 김효진 송민환 신상준韓國航空宇宙學會誌 두께에서접착제가없는일체성형시편과이차접착시편이우수한파손강도를보였다. 일체성형시편의결과는예상된것이지만이차접착시편의강도가일체성형과비슷하거나더높은것과동시성형시편의강도가낮은것은본연구에서발견한흥미로운결과이다. 후 기 본연구는한국학술진흥재단중점연구소지원사업 (KRF-2008-005-J01001) 과한국항공우주산업 ( 주 ) 의지원으로수행된것입니다. 참고문헌 1)C. S. Ban, Y. H. Lee, J. H. Choi and J. H. Kweon, "Strength Prediction of Adhesive Joints using the Modified Damage Zone Theory", Composite Structures, Vol. 86, 2008, pp. 96-100. 2) J. H. Kweon, H. S. Ahn and J. H. Choi, "A New Method to Determine the Characteristic Lengths of Composite Joints without Testing", Composite Structures, Vol. 66, 2004, pp. 305-315. 3) 김태환, 성명수, 권진회, 최진호, 탄소복합재 - 알루미늄단일겹침접착체결부의강도에관한인자연구, 한국복합재료학회지, 제 20 권제 5 호, 10, 2007, pp. 34~42. 4) K. S. Kim, J. S. Yoo, Y. M. Yi and C. G. Kim, "Failure Mode and Strength of Uni-directional Composite Single-lap Bonded Joints with Different Bonding Methods", Composite Structures, Vol. 72, 2006, pp. 477-485. 5) 김광수, 이영무, 김천곤, 일방향복합재료 single lap 접합조인트의파손강도 Ⅱ, 복합재료학회지, 제 18 권제 1 호, 2005, pp. 1-9. 6) 이중삼, 임재규, 김연직, 단일겹침접착제접합부의응력분포와강도평가, 복합재료학회지, 제 19 권제 3 호, 2001, pp. 342-347. 7) S. C. Her, "Stress Analysis of Adhesively-bonded Lap Joints", Composite Structures, Vol. 47, 1999, pp. 673-678. 8) 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. 9) L. J. Hart-Smith, "Adhesive-bonding Double-lap Joints", NASA CR-112235, 1973. 10) J. H. Kweon, J. W. Jun, T. H. Kim, J. H. Choi and D. H. Kim, "Failure of Carbon Composite-to-aluminum Joints with Combined Mechanical Fastening and Adhesive Bonding", Composite Structures, Vol. 75, 2006, pp. 192-198. 11) 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. 12) 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. 13) 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. 14) 김중진, 성명수, 김홍주, 차봉근, 권진회, 최진호, " 복합재 - 알루미늄단일겹침하이브리드체결부강도특성실험연구, 한국항공우주학회지, 제 36 권제 9 호, 9, 2008, pp. 841-850. 15) P. T. Cheuk, L. Tong, C. H. Wang, A. Baker, P. Chalkley, "Fatigue Crack Growth in Adhesively Bonded Composite-Metal Doublelap Joints", Composite Structures, Vol. 57, 2002, pp. 109-115. 16) J. H. Choi and D. G. Lee, "The Torque Transmission Capabilities of the Adhesively Bonded Tubular Single Lap Joint and the Double Lap Joint", Journal of Adhesion," Vol. 44. 1994, pp. 197-212. 17) ASTM D5868-01, "Standard Test Method for Lap Shear Adhesion for Fiber Reinforced Plastic (FRP) Bonding". 18) ASTM D3165-07, "Standard Test Method for Strength Properties of Adhesives in Shear by Tension Loading of Single-Lap-Joint Laminated Assemblies". 19) 김광수, 유재석, 안재모, 장영순, 일방향복합재료 Single Lap 접합조인트의파손모드및강도 Ⅰ. 실험, 한국복합재료학회지, 제 17 권제 6 호, 2004, pp. 14-21.