복합재 항공기 구조물에 있는 다공성 결함, 가공상의 결함, 연결부, 경량화 구멍, 접근 구멍 등에 의한 응력 집중을 고려하기 위해 설계자는 복합재료의 강도를 낮추어 설계한다. 일반적으로 구멍이나 컷아웃의 크기에 따라 각기 다른 설계 및 해석 기준을 적용한다. 구멍의 지름이 6.4mm(0.25in)이하의 경우는 놋취 설계 허용치를 적용함으로써 별도의 응력 집중을 고려하지 않는다. 구멍의 지름이 50.8mm(2in)를 넘는 경우는 선형 탄성 이론에 근거한 최대 변형율을 산출하고, 최대 변형율이 놋취 변형율과 같을 때 파손을 정의할 수 있다. 6.4mm와 50.8mm 사이의 구멍크기에 대해서는 명확히 제시된 설계 기준이 없다. 본 연구에서는 다양한 구멍 크기를 갖는 복합재 적층판에 대한 압축 시험을 수행하여 응력 집중 파손현상을 규명하고, 구멍의 크기에 따른 설계 기준을 제시하고자 하였다. 시험결과에 근거하여, 6.4mm와 50.8mm 사이의 구멍 크기에 대해서는 설계 허용치를 예측할 수 있는 경험식을 제안하였다.

복합재 항공기 구조물에 있는 다공성 결함, 가공상의 결함, 연결부, 경량화 구멍, 접근 구멍 등에 의한 응력 집중을 고려하기 위해 설계자는 복합재료의 강도를 낮추어 설계한다. 일반적으로 구멍이나 컷아웃의 크기에 따라 각기 다른 설계 및 해석 기준을 적용한다. 구멍의 지름이 6.4mm(0.25in)이하의 경우는 놋취 설계 허용치를 적용함으로써 별도의 응력 집중을 고려하지 않는다. 구멍의 지름이 50.8mm(2in)를 넘는 경우는 선형 탄성 이론에 근거한 최대 변형율을 산출하고, 최대 변형율이 놋취 변형율과 같을 때 파손을 정의할 수 있다. 6.4mm와 50.8mm 사이의 구멍크기에 대해서는 명확히 제시된 설계 기준이 없다. 본 연구에서는 다양한 구멍 크기를 갖는 복합재 적층판에 대한 압축 시험을 수행하여 응력 집중 파손현상을 규명하고, 구멍의 크기에 따른 설계 기준을 제시하고자 하였다. 시험결과에 근거하여, 6.4mm와 50.8mm 사이의 구멍 크기에 대해서는 설계 허용치를 예측할 수 있는 경험식을 제안하였다.

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