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논문 기본 정보

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학술대회자료
저자정보
이명건 (국방과학연구소) 오광근 (충남대학교) 김재훈 (충남대학교)
저널정보
대한기계학회 대한기계학회 춘추학술대회 대한기계학회 창립 70주년 기념 학술대회
발행연도
2015.11
수록면
2,355 - 2,360 (6page)

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Failure theory that is widely used in composit structure is first ply failure. It regards failure of a ply as laminate failure. This theory predicts correct failure by using strength characteristic of lamina. but, It is leading to conservative results because laminate can endure force when failing a lamina. Recently, advanced airline uses laminate failure theory that estimate strain of composit structure for airplanes. It is important to get value of mechanical fracture characteristic for the entire range of applicable layups (percentage of 0°, +/-45° and 90° plies) before appling laminate failure theory. This paper contains the results of tensile failure characteristics developed by using regression analysis method. The regression analysis is performed with the response variable being the laminate ultimate fracture strength and the regressor variables being two ply orientation(0° and ±45°) variables. Composit material is a 350°F(177°C) cured, carbon fiber reinforced plastic(CFRP) composite material system that incorporates an epoxy resin. The specimens used in this paper is designed with plies oriented only in four standard orientation of 0°, +45°, -45° and 90°. All specimens contain a minimum of 10% plies in each of the 0°, +45°, -45° and 90° orientations, thus ensuring that all test experienced a fiber failure mode without significant non-linearities in the load-strain response. A total of 149 tension tests were conducted on specimens from 14 distinct laminates and 3 material batches. ASTM-D-3039 was used for test method

목차

Abstract
1. 서론
2. 복합재료 및 시험방법
3. 파손특성값 분석
4. 결과 및 고찰
5. 결론
참고문헌

참고문헌 (0)

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