Composite sandwich structures are widely employed in various applications, due to their high specific stiffness and specific bending strength compared to solid panels. Lately, for that reason, the advanced composite sandwich structures are employed in satellite structures: materials should be as light as possible with the highest attainable performance. This study is majorly focused on inserts employed to the composite sandwich satellite structures. A new insert design was developed to reduce the mass of the sandwich structure since the mass of the satellite structure is related to high launching cost. Carbon composite reinforcing method was developed to increase the maximum pull-out load of the new insert without increasing its mass. Also new co-curing method was developed to reduce the fabricating steps and time of the composite sandwich structures with inserts. Finite element analysis was performed to verify the capability of the new insert design, moreover, to investigate the mechanical behavior of the new insert on the structural reliability of the composite panels. The load capability and the behavior of the composite sandwich structures with the inserts were investigated via insert pull-out and shear tests. Also, in the developed reinforcing method, the reinforcing effect of the carbon composite web formed around the insert was investigated and compared with the non-reinforced insert via static pull-out and shear tests. To investigate the effect of boundary conditions, the new static test methods were developed which improved the accuracy of the test results. Lastly, the thermal characteristics and behavior of the new insert with carbon composite reinforcing web and the conventional partial insert were numerically investigated.
샌드위치 구조는 기존의 평판 패널에 비해 높은 비강성 및 비강도 특성을 가지기 때문에, 항공우주 및 선박 등의 경량화를 요하는 분야에 널리 사용된다. 특히 심재 (Core)를 알루미늄 허니콤(Aluminum honeycomb)으로 사용한 샌드위치 구조는 항공 우주 분야에 널리 적용되고 있는 실정이다. 일반적으로 구조 패널에 가해지는 힘은, 패널의 모서리나 표면에 국부적으로 발생하며, 이러한 부분은 패널의 취약한 부분이다. 특히 샌드위치 패널에 힘이 가해질 경우, 알루미늄 패널 또는 강철 패널과는 달리 샌드위치 패널을 구성하고 있는 면재 (Face)와 심재 (Core)의 국부적인 파괴 (Local failure), 박리 (Delamination), 좌굴 (Buckling)등이 발생할 수 있다. 이와 같은 특성때문에 볼트나 리벳 등을 이용하여 허니콤 샌드위치 구조들 간의 기계적 체결 시에, 허니콤 심재 자체는 기계적 체결력을 충분히 지지하기 어렵다. 샌드위치 패널의 이와 같은 현상을 방지하기 위하여, 일반적으로 샌드위치 패널에 인서트 (Insert)를 삽입하는 방법을 이용하며 인서트는 일반적으로 부분 인서트 (Partial insert) 와 관통 인서트 (Through-thickness insert) 두 종류가 있다.
종래의 샌드위치 패널간의 체결은 관통 인서트 혹은 볼트 구멍이 가공된 부분 인서트를 샌드위치 판재에 삽입한 후, 인서트 주위에 접착용 충전제를 채워 접합한다. 종래의 방법은 샌드위치 패널과 관통 인서트 혹은 부분 인서트의 결합을 위해 도포된 접착용 충전제의 무게로 인하여 전체 구조물의 무게가 증가하며 별도의 인서트 삽입 구멍 가공과 접착제 경화공정을 필요로 하기 때문에, 제작 과정이 복잡 하고 제작 시간이 많이 드는 등의 많은 단점이 있다. 또한 부분 인서트의 경우 접착용 충전제의 경화 시 인서트의 편평도와 높이 맞춤을 위한 치구를 사용해야 하여 품질 관리가 어려운 단점이 있다.
본 연구에서는 앞서 설명한 바와 같은 종래의 문제점을 해결하기 위하여, 별도의 접착용 충전제 및 치구를 사용하지 않고 샌드위치 판재 제작공정 중 코어 내부에 삽입하여 일체로 경화할 수 있는 것을 특징으로 하는 인서트 및 보강 방법을 개발하여 인서트의 생산성을 향상시키로 무게를 감소 시키고자 하였다.
제 2장에서는 과학기술위성 3호에 적용된 기존의 부분 인서트를 토대로 새로운 형상의 인서트를 개발하였다. 본 연구에서 제안하는 부분 인서트 디자인의 주된 개념은 기존의 부분 인서트와는 부분 인서트를 별도의 접착제를 사용하지 않고 필름 접착제를 이용하여 복합재료 면재에 바로 접착 시킴으로써 무게를 감소 시키는데 있다. 본 연구에서 개발된 인서트는 상부 및 하부 면재 사이에 위치하며, 서로 평행한 두 플랜지 (Flange)와 그들을 연결하는 웹 (Web)으로 이루어진다. 인서트의 플랜지 지름은 14 mm 로 기존의 부분 인서트와 동일하다. 웹과 인서트 상부 플랜지 중심부에 지름이 6 mm 머리 팁 (Head tip)을 가지며 이는 면재에 가공된 인서트 구멍에 결합된다. 전단 하중이 가해질 경우 면재 구멍에 결합된 머리 팁에 의해 면재에 압축이 걸리며, 이와 같은 새로운 디자인은 최대 전단 파손 하중을 증가시킨다. 본 연구에서 개발된 인서트는 인서트를 삽입한 후 샌드위치 구조의 경화가 이루어지기 때문에 편평도 및 높이 맞춤을 위한 별도의 치구가 필요 없다는 장점이 있다.
또한 별도의 무게를 늘리지 않고, 개발된 인서트의 인장 강도를 높이기 위해 인서트 홀의 측벽을 보강하는 방법의 개발하였다. 본 연구에서 개발된 인서트 에 인장 하중이 가해졌을 때 하중이 인서트 주위를 감싸고 있는 카본 복합재료 보강 벽 (Carbon composite reinforcing web) 으로 분산되며 인서트 접착 부위에 걸리는 필 응력 (Peel stress)을 감소시킨다. 따라서 인서트의 최대 인장 강도가 증가한다는 개념이다. 본 연구에서 개발된 인서트 구조의 무게는 기존의 폼 접착제를 사용한 부분 인서트 구조의 무게인 6 g 에서 37 % 감소된 3.8 g로 인서트 한 개당 $110 의 발사 비용을 줄일 수 있으며, 과학 기술 위성 3호를 기준으로 $44,000 이상의 발사비용을 줄일 수 있다.
또한 인서트 및 접합된 샌드위치 패널에 최대 하중이 걸리는 발사 시기의 응력 분포를 평가하고 개발된 인서트 구조의 정적 인장 및 전단 특성을 파악하기 위해 유한요소 해석을 수행하였다. 해석을 통하여 인서트 구조의 파괴모드 및 거동을 이해하고 인서트의 최대 하중 지지 능력을 해석적으로 예측 하였다.
제 3장에서는 정적 인장 및 전단 실험을 통하여 개발된 인서트의 하중 지지 능력을 실험적으로 확인하고 그 결과를 유한요소 해석 결과와 비교하여 평가하였다. 또한 정적 인장 및 전단 실험을 할 시 시편의 구속 조건에 따라 결과 값이 변하는 것을 해결하기 위하여 새로운 실험 방법 및 실험 치구를 개발하였다. 본 연구에서 개발된 인서트가 기존의 부분 인서트에 비해 1.13배의 인장 하중 지지 능력을 그리고 1.51배의 전단 하중 지지 능력을 가짐을 실험적으로 확인하였다.
제 4장에서는 개발된 인서트의 열적 특성과 그에 따라 복합재료 인공위성 구조체에서의 인서트의 효율성을 수적으로 계산하여 기존의 인서트와 비교하였다. 본 연구에서 개발된 인서트의 구조적 특징에 따라 기존의 인서트보다 54 % 높은 열전도도를 가짐을 확인하였고 이에 따라 탑재체로부터 발생하는 열을 효과적으로 방출할 수 있을 것으로 기대한다.
