액체로켓 연소기에 사용되는 열차폐코팅(TBC)의 내구성 시험 기술동향을 조사하였다. 표면 접합력 측정을 위한 기계적 시험, 레이저나 가열로, 버너나 플라즈마 등을 이용한 열피로 시험, 분사기를 이용한 소형 연소시험, 열적 기계적 피로시험 등의 많은 내구성 시험들이 있었다. 연소기에 사용하기 위해 이러한 시편 수준의 시험을 통해 내구성이 확보된 TBC를 결정할 수 있으며, 실제 연소시험을 통해 내구성을 검증할 수 있다.
액체로켓 연소기에 사용되는 열차폐코팅(TBC)의 내구성 시험 기술동향을 조사하였다. 표면 접합력 측정을 위한 기계적 시험, 레이저나 가열로, 버너나 플라즈마 등을 이용한 열피로 시험, 분사기를 이용한 소형 연소시험, 열적 기계적 피로시험 등의 많은 내구성 시험들이 있었다. 연소기에 사용하기 위해 이러한 시편 수준의 시험을 통해 내구성이 확보된 TBC를 결정할 수 있으며, 실제 연소시험을 통해 내구성을 검증할 수 있다.
Durability testing method trends of the thermal barrier coating(TBC) for the combustion chamber of the liquid-propellant rocket engine have been investigated. Many types of the durability testing method such as the mechanical tests to measure surface cohesion force, the thermal fatigue tests with la...
Durability testing method trends of the thermal barrier coating(TBC) for the combustion chamber of the liquid-propellant rocket engine have been investigated. Many types of the durability testing method such as the mechanical tests to measure surface cohesion force, the thermal fatigue tests with laser, furnace, burner or plasma, the small scale combustion tests using injectors, and the thermo-mechanical fatigue tests were observed. The TBC with sufficient durability can be selected for the use of combustion chamber through such specimen-level tests and the durability can be verified by the tests using the real scale combustion chambers.
Durability testing method trends of the thermal barrier coating(TBC) for the combustion chamber of the liquid-propellant rocket engine have been investigated. Many types of the durability testing method such as the mechanical tests to measure surface cohesion force, the thermal fatigue tests with laser, furnace, burner or plasma, the small scale combustion tests using injectors, and the thermo-mechanical fatigue tests were observed. The TBC with sufficient durability can be selected for the use of combustion chamber through such specimen-level tests and the durability can be verified by the tests using the real scale combustion chambers.
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문제 정의
따라서 신뢰성 있는 연소기의 설계를 위해 TBC가 연소기 챔버 내부에서 생성된 고온, 고압의 연소가스에 의해 발생되는 이종재료의 서로 다른 열팽창률 차이에 의한 박리가 발생되지 않는 접합강도를 가져야하며, 이를 검증하기 위해서 TBC 결합력에 대한 내구성 시험이 필요하다. 본 연구는 해외 선도 개발국 중심으로 수행했던 TBC의 결합력 및 내구성을 검증하는 시편 단위 내구성 시험 방법들을 조사하였으며, 이를 바탕으로 열차폐코팅을 검증할 수 있는 시험들을 구상하는데 활용될 수 있다.
제안 방법
고온 가스로는 oxy-acetylene 토치를 사용하고 공기로 냉각시키면서 사이클을 진행하였다. 가열과 냉각을 자동화 시킬 수 있도록 회전용 디스크 형태의 원판에 한쪽은 토치로 가열시키고 인접부근에 공기로 냉각시켜서 5초 가열 후 5초 냉각시키는 과정을 회전체가 돌아가면서 가능하게 하는 형태로 실험을 수행하였다.
고 사이클 피로(High cycle fatigue)는 주기 92 ms에서 9 ms의 가열 시간을 갖는 레이저 펄스 (laser pulse)로 시뮬레이션 하였고, 시험동안 TBC의 표면 온도는 적외선 파이로미터로 측정하고, 시편의 안쪽은 R-타입 열전대로 측정하였다. 최대 표면 측정 온도는 850℃이며, 내측면의 금속 온도는 250℃가 유지되도록 냉각 공기를 제어하여 흘려주었다(Fig.
Hejwowski는 디젤엔진용 연소 챔버에서 TBC와 관련된 시험을 수행하였는데, 고온 가스와 가열로에서의 시험을 동시에 수행하여 비교하였다[18]. 고온 가스로는 oxy-acetylene 토치를 사용하고 공기로 냉각시키면서 사이클을 진행하였다. 가열과 냉각을 자동화 시킬 수 있도록 회전용 디스크 형태의 원판에 한쪽은 토치로 가열시키고 인접부근에 공기로 냉각시켜서 5초 가열 후 5초 냉각시키는 과정을 회전체가 돌아가면서 가능하게 하는 형태로 실험을 수행하였다.
이것은 역시 대학 실험실 수준의 시험으로서 비교적 간단한 형태를 가지고 있다. 고온 환경을 위해서 1150, 1200, 1250℃의 가열로에서 30분 동안 가열한 후 상온의 물에서 10분 동안 냉각하여 열충격을 주는 형태로 실험을 진행하였으며, 가열과 냉각을 반복하여 열피로를 주었다. 이 시험은 매 사이클마다 측정하여 파손 상태를 확인하였다.
0의 속도로 코팅 시편에 가하는 시험을 동시에 수행하였다. 냉각 사이클은 냉각 공기를 사용하여 가열 및 냉각 시험을 진행하였다.
이 시험의 최대표면 온도는 1250℃이며(파이로미터 측정), 이때의 관의 내부면의 온도(열전대 측정)는 450℃로 측정되었다. 냉각은 내부면의 온도가 상온으로 떨어질 때까지 수행하였으며 컴퓨터로 온도를 제어하여 자동으로 가열과 냉각을 시킬 수 있도록 하였다. 시편 옆에 장착된 음향 발산(acoustic emission, AE) 측정기를 통하여 미세파괴 (microfracture)를 모니터링 하였으며, 이 때 AE 신호는 1 MHz에 가까운 압전식 변환기(piezoelectric transducer)를 사용하여 측정하였다.
3 정도의 속도를 가진 고온의 가스를 코팅 시편에 가하여 내구성을 검증하는 방식으로 수행되었으며, 이 시험에는 삭마 입자를 주입하지 않았다. 또한 고속 유체의 영향을 알기 위해서 천연 가스를 연소시킨 버너로 Mach 1.0의 속도로 코팅 시편에 가하는 시험을 동시에 수행하였다. 냉각 사이클은 냉각 공기를 사용하여 가열 및 냉각 시험을 진행하였다.
변형률 속도를 일정하게 유지했을 때 갑작스러운 하중 변화가 있는 시점을 코팅 파손으로 정의하였으며, 당시에는 측정 장비가 발달하지 않아 변형량 측정 시 초기 변형률은 다이얼 게이지를 시편의 중심에 설치하여 측정하였으며, 변형이 많이 되어 게이지 측정 범위를 넘어선 변형률은 시험기의 크로스헤드(crosshead)의 변화를 이용하여 측정하였다.
Figure 21에서 보이는 것과 같이 여러 거울을 사용해서 균열을 측정하였으며, 각각의 표면측정 데이터들은 비디오 녹화를 통해 기록하였다. 변형률은 신장계(extensometer)로 측정 및 제어하였으며, 하중과 열팽창의 방향이 같은 동위상(in-phase) 시험과 방향이 반대인 반위상(out-of-phase) 시험을 둘 다 수행하였다.
이 연소기는 과산화수소(90% H2O2 + 10% H2O)를 산화제로 사용하였다[22]. 본 시험은 TBC의 수명을 알기 보다는 연소기 전체의 수명을 알기 위해서 반복 연소 시험을 수행하였고, 연소가스의 고온 환경이 노즐부에 미치는 영향을 줄이기 위해 TBC를 코팅하여 사용하였다.
버너 장치는 제트 연료(jet fuel)와 가열된 공기를 사용하여 연소시켰으며, 시편이 상하로 움직이면서 가열과 냉각이 가능하였다. 삭마를 위한 입자 (erodent particle)를 파우더 형태로 챔버에 주입하여 고온에서 삭마효과를 발생시킬 수 있도록 하는 가혹 조건을 주었다(Fig. 17). 이 시험 장치는 Fig.
냉각은 내부면의 온도가 상온으로 떨어질 때까지 수행하였으며 컴퓨터로 온도를 제어하여 자동으로 가열과 냉각을 시킬 수 있도록 하였다. 시편 옆에 장착된 음향 발산(acoustic emission, AE) 측정기를 통하여 미세파괴 (microfracture)를 모니터링 하였으며, 이 때 AE 신호는 1 MHz에 가까운 압전식 변환기(piezoelectric transducer)를 사용하여 측정하였다.
0의 속도를 가질 수 있도록 설계가 되어 있으며, 가스온도는 1640 K 이른다. 시편의 온도는 파이로미터 및 열전대로 측정하였다.
이 튜브표면에 TBC를 코팅하고 내부에는 냉각 유체를 흐르게 하며, 열전대를 통해 온도를 측정할 수 있게 되어 있다. 시험은 Fig. 15와 같이 플라즈마를 발생할 수 있는 챔버에 넣고 플라즈마 발생기를 사용해서 코팅 시편에 열을 가하여 코팅의 내구성 시험을 수행하였다.
여기에서 사용된 TBC 평판형 시편(10 × 10 × 8 mm)을 가열로에서 803 K으로 5분 동안 가열한 후 물에서 10초 동안 냉각하는 형태로 진행하였으며, 100 사이클을 진행하고 10 사이클마다 코팅의 상태를 확인하여 평가하였다.
이 때, 3 kW 용량의 CO2 레이저를 사용하였고 ZnSe 렌즈를 통해 회전하는 동안 레이저 에너지 분배가 균일하게 일어날 수 있도록 하였다. 이 시험은 10분이나 20분의 시간동안 가열 및 냉각을 하여 사이클이 진행되었으며, 일정한 열유속(heat flux)을 가하면서, 열전도율(conductivity)을 실시간으로 측정하여 열전도율이 크게 변하는 시점을 표면 박리(delamination)가 발생한 시점으로 측정하였다[11, 12].
NASA에서는 가스터빈 블레이드에 사용된 TBC의 내구성을 검증하기 위해 고속의 연소 가스를 사용한 시험을 수행하였다[17]. 이 시험은 가스터빈에 사용하는 Jet A를 연소시켜 Mach 0.3 정도의 속도를 가진 고온의 가스를 코팅 시편에 가하여 내구성을 검증하는 방식으로 수행되었으며, 이 시험에는 삭마 입자를 주입하지 않았다. 또한 고속 유체의 영향을 알기 위해서 천연 가스를 연소시킨 버너로 Mach 1.
고온 환경을 위해서 1150, 1200, 1250℃의 가열로에서 30분 동안 가열한 후 상온의 물에서 10분 동안 냉각하여 열충격을 주는 형태로 실험을 진행하였으며, 가열과 냉각을 반복하여 열피로를 주었다. 이 시험은 매 사이클마다 측정하여 파손 상태를 확인하였다.
이 엔진 연소실은 재생냉각에 사용되는 액체 수소로 인해 형성될 수 있는 극저온 환경과 연소시 발생할 수 있는 고온의 환경으로 발생하는 열 영향에 의해 TBC가 파손될 수 있다. 이 시험을 위해서 DLR에서는 Fig. 20과 같이 실린더와 노즐부가 여러 조각으로 나뉘어서 냉각이 되는 분리형 소형 연소기를 제작하였으며, 여기에서 TBC를 EB-PVD(electron-beam physical vapor deposition) 기술을 이용하여 연소실 내부 벽면에 코팅하여 시험을 수행하였다.
14와 같이 시편에 레이저와 함께 삭마형 제트를 사용하여 고속 유체를 모사하여 TBC의 열피로 시험을 수행하는 것이었다. 이 시험장치는 외부에 파이로미터를 사용하고 내부에 열전대를 사용하여 열전도율을 측정하였으며, 이 열전도율이 크게 변하는 시점을 파괴 시점으로 보았다.
NASA에서는 가스터빈 블레이드의 TBC 시험을 위하여 연소가스 및 버너를 사용한 시험 외에 가열로도 사용하여 시험하였다[17]. 이 실험은 TBC 평판형 시편을 1248 K의 가열로에서 1시간동안 가열한 후에, 553 K으로 역시 가열로에서 그대로 1시간동안 냉각시키는 형태로 실험을 진행하여 열피로 사이클을 주었다.
NASA의 Zhu와 Miller는 TBC의 열피로를 위해서 다양한 시험을 진행하였다[9-14]. 이 중 초창기에 진행했던 열피로 시험은 4140과 1020 강을 기저부(substrate)로 하여 ZrO2-8wt%Y2O3의 세라믹 코팅을 플라즈마-스프레이 기법으로 제작하였다. 여기서 세라믹 코팅의 두께는 1.
15 mm의 두께로 변화시키면서 4점 굽힘 시험을 수행하여 코팅의 결합력을 측정하였다. 하중 속도는 0.08 mm/sec로 가하였으며, 이 때 코팅면은 위쪽 가압 하중 면이나 아래 지지대 면을 보게 되는데, 코팅에 인장 하중을 가할 때는 코팅면이 지지대 면으로 향해 있으며, 압축 하중을 가할 때는 가압 하중 면으로 향해 있는 상태에서 시험을 수행하였다[1].
대상 데이터
시험 시편은 플라즈마-스프레이 공법으로 제작된 사각 시편으로서 코팅층은 이트리아안정화 지르코니아(yttria-stabilized zirconia, YSZ)에 접합 코팅으로 NiCrAlY를 사용하고, 함수구배재료(functionally gradient material, FGM)를 사용하여 5개 층으로서 제작하였다. 기저(substrate) 재료로서는 스테인리스강(SUS 304)과 탄소강(S45C)이 사용되었다.
NASA에서는 SSME 재생냉각 연소기에 TBC 코팅의 수명 검증에 대한 연구를 수행하였다[20]. 수명 검증을 위해 확대비 1.79, 연소압 41.4 bar, 추력 0.53 톤급의 소형 연소기를 제작하였다(Fig. 19). 이 소형 연소기는 그림과 같이 수소를 통해 냉각하는 외부 실린더와 물을 통해 냉각하는 내부 축 실린더가 따로 있는 형태를 가지고 있다.
NASA에서는 SSME(Space Shuttle Main Engine)와 같은 수소엔진의 챔버 벽면에 적용된 코팅의 수명 검증을 위해 플라즈마를 이용한 시험을 수행하였다. 시편은 SUS 304 스테인리스강 위에 재생냉각을 모사하기 위해 3개의 튜브형 SUS 347 스테인리스강을 브레이징하여 실제 재생냉각 연소실과 비슷한 형태로 제작되었다. 이 튜브표면에 TBC를 코팅하고 내부에는 냉각 유체를 흐르게 하며, 열전대를 통해 온도를 측정할 수 있게 되어 있다.
1과 같은 4점 굽힘시험을 수행하였다[1]. 시편은 구리 기저부(substrate)에 0.03 mm의 NiCrAlY 접합 코팅(bond coating)과 지르코니아(zirconia) 세라믹 TBC를 사용하여 제작하였다. NASA에서는 TBC를 0.
6과 같은 인장 시험을 수행하여 측정하였다[2]. 시편은 인장시편의 그립부분을 제외한 중심부에 플라즈마-스프레이 공법으로 YSZ 코팅층에 NiCrAlY 본드 코팅을 사용하였고, FGM을 사용하여 제작되었다.
3과 같이 굽힘 시험을 수행하였다[2]. 시험 시편은 플라즈마-스프레이 공법으로 제작된 사각 시편으로서 코팅층은 이트리아안정화 지르코니아(yttria-stabilized zirconia, YSZ)에 접합 코팅으로 NiCrAlY를 사용하고, 함수구배재료(functionally gradient material, FGM)를 사용하여 5개 층으로서 제작하였다. 기저(substrate) 재료로서는 스테인리스강(SUS 304)과 탄소강(S45C)이 사용되었다.
22에서는 이러한 유도 가열기를 사용한 열적-기계적 피로 시험과 온도에 따른 기계적 변형률의 제어 곡선을 나타내고 있는데[25], 온도 사이클은 1100초 동안 약 120℃에서 950℃까지 온도를 올리고, 600초 동안 고온에서 유지한 다음, 1000초 동안 120℃로 다시 떨어뜨리는 방법으로 시험을 수행하였다. 온도는 N-타입 열전대를 사용하여 제어하였으며, 시편은 외경 10 mm에 내경 6 mm의 튜브형태 (hollow) 시편을 사용하여 시험을 수행하였다.
미국 퍼듀(Purdue) 대학에서는 실험실 수준의 단일 분사기 형태의 연소기를 사용하여 연소시험을 수행하였다[22]. 이 연소기는 과산화수소(90% H2O2 + 10% H2O)를 산화제로 사용하였다[22]. 본 시험은 TBC의 수명을 알기 보다는 연소기 전체의 수명을 알기 위해서 반복 연소 시험을 수행하였고, 연소가스의 고온 환경이 노즐부에 미치는 영향을 줄이기 위해 TBC를 코팅하여 사용하였다.
성능/효과
8초)으로 구성된다. 반복 시험 후 측정을 통해 파손 관찰하였으며, 문헌[20]에 나타난 시험 결과로 볼 때 10 사이클마다 파손 정도를 측정한 것으로 판단된다.
제작된 시편은 Fig. 8과 같은 시험 형태로 최종 시편을 당기는 힘을 통해서 TBC 결합력 측정 테스트를 수행하게 되는데, 주어진 세라믹 코팅은 매우 얇기 때문에(200㎛ 이하) 이 코팅층에 장착할 수 있는 구조를 적절히 배치하는 것이 테스트의 성공률을 높일 수 있다.
후속연구
TBC에 대해서 실제 연소 시험을 통하여 내구성을 검증하는 것이 가장 확실하게 내구성을 평가할 수 있지만, 시간과 비용이 많이 소모되는 연소시험보다 연소 환경에 가까운 열 환경을 모사하는 레이저, 삭마형 제트, 플라즈마, 버너 등을 통하여 보다 시간과 비용을 줄이며 내구성을 일부 평가가 가능하며, 기계적 시험은 열적환경 시험보다 더 간단히 수행 가능하기 때문에, 많은 TBC 시편을 검증해야 할 때 유리하다. 액체로켓엔진 연소기의 연소실 내벽에 사용되는 TBC는 이러한 결합력 검증에 대한 연구 등을 이용하여 다양한 시편형태의 시험을 고안할 수 있을 것이며, 내구성이 검증된 TBC 공정을 결정할 수 있을 것이다. 시편 수준의 시험을 통하여 결정된 TBC는 실제 연소기의 연소시험을 통해 내구성을 검증할 수 있다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
액체추진엔진에서 발생할 수 있는 문제점은?
액체추진엔진의 재생냉각형 연소기 챔버에서 냉각유체로 사용하는 연료가 어느 일정 온도 이상으로 가열되었을 때 냉각채널 내부 벽면에서 냉각채널의 냉각성능을 저하시킬 수 있는 코킹 현상이 발생할 수 있으며, 이로 인하여 연소실 외벽의 온도가 올라가 파손될 수 있다. 이때 연소실 내부에 열차폐코팅(Thermal Barrier Coating, TBC)을 사용하면 냉각채널 내부의 연료 온도가 낮아져 코킹이 발생되지 않는 온도로 구조물을 유지시킬 수 있다.
액체추진엔진의 재생냉각형 연소기 챔버에서 코킹 현상의 발생을 예방할 수 있는 기술은?
액체추진엔진의 재생냉각형 연소기 챔버에서 냉각유체로 사용하는 연료가 어느 일정 온도 이상으로 가열되었을 때 냉각채널 내부 벽면에서 냉각채널의 냉각성능을 저하시킬 수 있는 코킹 현상이 발생할 수 있으며, 이로 인하여 연소실 외벽의 온도가 올라가 파손될 수 있다. 이때 연소실 내부에 열차폐코팅(Thermal Barrier Coating, TBC)을 사용하면 냉각채널 내부의 연료 온도가 낮아져 코킹이 발생되지 않는 온도로 구조물을 유지시킬 수 있다.
열차폐코팅을 사용한 연소기에서 발생할 수 있는 문제점은?
열차폐코팅을 사용한 연소기는 연소기 냉각 채널 내부벽면 온도를 많이 낮출 수 있으나 세라믹 계열을 사용하는 열차폐코팅의 특성상 취성이 강하여 균열이 발생하기 쉬우며, 모재인 연소실 내피(inner jacket)와 결합력이 약할 때 코팅이 벗겨질 수 있는 문제가 있다. 따라서 신뢰성 있는 연소기의 설계를 위해 TBC가 연소기 챔버 내부에서 생성된 고온, 고압의 연소가스에 의해 발생되는 이종재료의 서로 다른 열팽창률 차이에 의한 박리가 발생되지 않는 접합강도를 가져야하며, 이를 검증하기 위해서 TBC 결합력에 대한 내구성 시험이 필요하다.
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