고체 추진 기관에서 로켓 노즐은 고온 연소가스에 노출된다. 따라서 고온에서 기능을 발휘할 수 있는 적절한 재료의 선택이 중요하다. 탄소 섬유 강화 실리콘 카바이드 복합재(C/SiC)가 로켓 노즉목에 적용을 위해 연구되어 왔다. 그러나 전형적인 구조 재료들과 비교할 때 C/SiC 복합재는 준취성 거동을 가지고 고온에서 산화의 영향으로 인해 강도와 인성 관점에서 상대적으로 취약한 점이 있다. 그러므로 실제 적용을 위해 C/SiC 복합재의 열, 기계적인 특성을 평가하는 것은 중요하다. 본 논문에서는 액화 실리콘 용침(LSI) 공정을 통해 만들어진 C/SiC 복합재의 고온에서의 파괴 거동을 조사하는 실험적인 방법을 설명한다. 특히 온도와 하중, 산화 조건 그리고 탄소 섬유의 방향을 주요 변수로 설정하여 파괴 특성을 조사하였다. 파단면 분석은 SEM 촬영을 통하여 수행하였다.
고체 추진 기관에서 로켓 노즐은 고온 연소가스에 노출된다. 따라서 고온에서 기능을 발휘할 수 있는 적절한 재료의 선택이 중요하다. 탄소 섬유 강화 실리콘 카바이드 복합재(C/SiC)가 로켓 노즉목에 적용을 위해 연구되어 왔다. 그러나 전형적인 구조 재료들과 비교할 때 C/SiC 복합재는 준취성 거동을 가지고 고온에서 산화의 영향으로 인해 강도와 인성 관점에서 상대적으로 취약한 점이 있다. 그러므로 실제 적용을 위해 C/SiC 복합재의 열, 기계적인 특성을 평가하는 것은 중요하다. 본 논문에서는 액화 실리콘 용침(LSI) 공정을 통해 만들어진 C/SiC 복합재의 고온에서의 파괴 거동을 조사하는 실험적인 방법을 설명한다. 특히 온도와 하중, 산화 조건 그리고 탄소 섬유의 방향을 주요 변수로 설정하여 파괴 특성을 조사하였다. 파단면 분석은 SEM 촬영을 통하여 수행하였다.
In a solid propulsion system, the rocket nozzle is exposed to high temperature combustion gas. Hence, choosing an appropriate material that could demonstrate adequate performance at high temperature is important. As advanced materials, carbon/silicon carbide composites (C/SiC) have been studied with...
In a solid propulsion system, the rocket nozzle is exposed to high temperature combustion gas. Hence, choosing an appropriate material that could demonstrate adequate performance at high temperature is important. As advanced materials, carbon/silicon carbide composites (C/SiC) have been studied with the aim of using them for the rocket nozzle throat. However, when compared with typical structural materials, C/SiC composites are relatively weak in terms of both strength and toughness, owing to their quasi-brittle behavior and oxidation at high temperatures. Therefore, it is important to evaluate the thermal and mechanical properties of this material before using it in this application. This study presents an experimental method to investigate the fracture behavior of C/SiC composite material manufactured using liquid silicon infiltration (LSI) method at elevated temperatures. In particular, the effects of major parameters, such as temperature, loading, oxidation conditions, and fiber direction on strength and fracture characteristics were investigated. Fractography analysis of the fractured specimens was performed using an SEM.
In a solid propulsion system, the rocket nozzle is exposed to high temperature combustion gas. Hence, choosing an appropriate material that could demonstrate adequate performance at high temperature is important. As advanced materials, carbon/silicon carbide composites (C/SiC) have been studied with the aim of using them for the rocket nozzle throat. However, when compared with typical structural materials, C/SiC composites are relatively weak in terms of both strength and toughness, owing to their quasi-brittle behavior and oxidation at high temperatures. Therefore, it is important to evaluate the thermal and mechanical properties of this material before using it in this application. This study presents an experimental method to investigate the fracture behavior of C/SiC composite material manufactured using liquid silicon infiltration (LSI) method at elevated temperatures. In particular, the effects of major parameters, such as temperature, loading, oxidation conditions, and fiber direction on strength and fracture characteristics were investigated. Fractography analysis of the fractured specimens was performed using an SEM.
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문제 정의
본 연구에서는 추진기관에서 노즐부의 고온 열충격 상황을 고려, C/SiC 복합재의 열적, 기계적 특성 시험을 위하여 하중조건, 시험온도 및 시편의 산화 유무, 그리고 시편에서 섬유의 방향을 변수로 두어 파괴특성 경향에 대해 연구하였다. ASTM 규정에 준수하여 일축 인장 및 압축의 상태를 조성하였고, 온도는 상온, 500 및 900℃의 세 가지 조건에서 일반 시편 및 산화방지제 코팅된 C/SiC 복합재 시편에 대한 인장 및 압축 시험을 수행하였다.
가설 설정
LSI 공정은 고온 소결과 가압 프레스 작업을 통해 세라믹 슬러리를 용침하는 공정이다. LSI 공정은 고온, 고압 작업으로 인해 탄소 섬유의 기계적, 열적 및 화학적 손상을 주는 단점도 있지만, LSI 공정으로 제조된 C/C-SiC는 구조적 역할을 할 수 있는 섬유들의 높은 함유율을 갖는다. C/SiC 복합재의 준비에 있어서 제조공정에 따라 물성이 크게 변동을 보일 수 있기 때문에 제조 공정의 명시는 중요하다.
따라서 반경방향에서 발생된 열 잔류 인장응력으로 인하여 복합재의 전체적인 강도가 감소되었다고 할 수 있다. 시험 온도가 공정온도와 상온의 사이에 있다면 열잔류응력의 발생량은 시험온도가 증가하면서 감소하게 된다. 결과적으로 재료는 시험온도가 공정온도에 가까 워지면서 보다 높은 압축 강도를 가지게 되는 것이다.
제안 방법
본 연구에서는 추진기관에서 노즐부의 고온 열충격 상황을 고려, C/SiC 복합재의 열적, 기계적 특성 시험을 위하여 하중조건, 시험온도 및 시편의 산화 유무, 그리고 시편에서 섬유의 방향을 변수로 두어 파괴특성 경향에 대해 연구하였다. ASTM 규정에 준수하여 일축 인장 및 압축의 상태를 조성하였고, 온도는 상온, 500 및 900℃의 세 가지 조건에서 일반 시편 및 산화방지제 코팅된 C/SiC 복합재 시편에 대한 인장 및 압축 시험을 수행하였다. 또한 재료의 방향성을 고려하여 With grain 및 Across grain로 구분하여 시험을 진행하였다.
본 연구에서는 인장 및 압축의 하중조건, 온도 조건(상온, 500℃, 900℃), 산화 유무, 그리고 탄소 섬유의 하중 방향을 변수로 하여 C/SiC 복합재의 파단 특성을 분석하였다.
압축 시험된 시편은 완전히 파단되지 않는 경우도 있을 뿐 아니라, 전체적으로 평평하게 파단되지 않으며 SEM 분석을 위한 시편의 가공 과정 동안 손상이 있을 수 있는 점을 고려하여 파단된 인장 시편을 이용하여 SEM 촬영 및 분석을 하였다. Fig.
추진기관으로 이용되는 C/SiC 복합재에 대한 시험온도, 하중, 산화 조건 및 탄소 섬유의 방향을 변수로 설정하여 고온 인장 및 압축 파괴 특성을 연구하였다. 실험결과로 부터 얻은 결론은 다음과 같다.
대상 데이터
본 연구에서 사용된 재료는 C/SiC 복합재로서 대양산업을 통해 가공하였다. C/SiC 복합재는 고밀도화 된 C/C 프리폼에 LSI(liquid silicon infiltration) 공정을 통해 SiC를 용침하여 제작하였다.
본 연구에서 사용한 C/SiC 복합재는 취성재료로써 파괴직전까지 소성영역이 크게 나타나지 않고 고속으로 파괴된다. 또한 다른 연성재료보다 강도의 분산이 크게 나타나기 때문에 보다 정량화된 결과를 얻기 위하여 ASTM 규정에 준수하여 시편을 정밀하게 가공해야한다.
데이터처리
또한 재료의 방향성을 고려하여 With grain 및 Across grain로 구분하여 시험을 진행하였다. 시험 후 파단 시편의 단면을 SEM(주사전자현미경)을 통해 미시적인 관점에서 파괴기구를 분석하였다.
이론/모형
상온 및 고온 시험에서의 인장 및 압축 시험은 ASTM 규정에 준수하여 수행하였으며, 시험 장비는 MTS810 만능재료시험기를 이용하였다. 압축 및 인장시험의 경우 일축 하중을 유지하기 위해 각각 구면베어링 및 체인을 이용하였다.
또한 다른 연성재료보다 강도의 분산이 크게 나타나기 때문에 보다 정량화된 결과를 얻기 위하여 ASTM 규정에 준수하여 시편을 정밀하게 가공해야한다. 압축 및 인장시편은 ASTM C695(6) 및 C749(7) 규정에 따라 각각 정교한 평면도와 평형도를 갖는 실린더 및 환봉형태의 시편으로 가공하였다. Fig.
성능/효과
(1) 상온 및 고온에서 인장 및 압축 시험을 수행한 결과, 500℃ 이하 온도에서는 온도가 증가 할수록 강도가 증가하였으며, 900℃로 온도가 증가하면서 산화로 인해 감소된 강도를 관찰하였다.
(2) 비산화 환경의 압축 시험 결과, 900℃에서 AG 시편은 최대 17%, WG 시편은 최대 8%의 상온 대비 압축 강도의 증가를 보였다.
(3) C/SiC 복합재의 제조 공정 온도보다 낮은 온도에서, 온도가 증가할수록 탄소 섬유와 SiC 매트릭스 사이에 존재하는 열 인장 잔류응력의 감소로 인하여 강도가 증가한다.
(5) 파단면 분석 결과, 탄소 섬유가 상온에서 길게 Pull-out 되는 모습을 바탕으로, 고온 상황과 비교하여 상온에서 섬유와 매트릭스 사이의 결합력이 약한 것을 확인할 수 있다.
C/SiC 복합재의 인장 및 압축 시험에서 900℃에서 시험된 시편들에서 나타난 강도들은 산화로 인하여 500℃에서 시험된 결과보다 응력값이 작게 나타난 것을 확인하였다. 이는 시험된 시편의 산화층을 바탕으로 판단한 내용이므로 강도 감소의 원인이 산화의 영향인지 좀 더 정확한 파악이 필요하다.
Fig 6에서 볼 수 있는 것처럼, C/SiC 복합재는 상온에서 500℃를 넘어 900℃까지 온도가 상승할 때 계속적으로 강도가 증가되는 현상을 관찰할 수 있었다. 결과적으로 산화의 의한 영향이 없다면, 온도가 증가함에 따라 C/SiC 복합재의 압축강도는 높게 나타난다는 것을 확인하였다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
추진기관 노즐목부에 사용되는 재료는 어떠한 특성을 가지고 있어야 하는가
열충격을 받는 구조물이 기대되는 성능을 정확하게 발휘하기 위해서는 열충격 저항성과 파괴인성이 우수한 재료를 선택하여 적용하여야 한다. 일반적으로 추진기관 노즐목부에 사용되는 재료는 높은 기계적 강도, 내열성, 내식성, 열충격 저항성, 침식 저항성, 열싱크와 높은 열전도도를 가져야 하 며, 열팽창 계수는 상대적으로 작아야 한다. 이러한 특성을 가지고 있는 재료로는 그라파이트(graphite)와 C/C(carbon fiber reinforced carbon composite) 및 C/SiC(carbon/silicon carbide) 등의 복합재료가 있는데, 그라파이트(graphite)는 복합재료에 비해 가격이 저렴하여 노즐목부 구조물에 많이 적용되고 있는 반면, 강도가 낮으며 고온에서 산화반응에 의한 재료 특성 저하 현상이 발생한다.
고체추진기관 부재중에서 노즐부가 열충격에 의한 파손 및 침식변형을 일으킬 가능성이 높은 이유는 무엇인가
고체추진기관 부재중에서 노즐부는 고온의 연소가스에 노출되어 있기 때문에 열충격에 의한 파손 및 침식변형을 일으킬 수 있는 가능성이 매우 높다. 특히 노즐목부(nozzle throat)는 로켓 추진기관의 성능을 좌우하는 중요한 부품으로 성능을 확보하기 위해서는 열충격에 의한 노즐부 형상과 기능 손실이 발생하지 않고 그대로 유지할 수 있는 재료를 사용해 야 한다.
추진기관 노즐목부에 사용되는 재료 중 그라파이트의 장점과 단점은 무엇인가
일반적으로 추진기관 노즐목부에 사용되는 재료는 높은 기계적 강도, 내열성, 내식성, 열충격 저항성, 침식 저항성, 열싱크와 높은 열전도도를 가져야 하 며, 열팽창 계수는 상대적으로 작아야 한다. 이러한 특성을 가지고 있는 재료로는 그라파이트(graphite)와 C/C(carbon fiber reinforced carbon composite) 및 C/SiC(carbon/silicon carbide) 등의 복합재료가 있는데, 그라파이트(graphite)는 복합재료에 비해 가격이 저렴하여 노즐목부 구조물에 많이 적용되고 있는 반면, 강도가 낮으며 고온에서 산화반응에 의한 재료 특성 저하 현상이 발생한다.(1) 따라서 노즐목부 같은 고온 구조물의 구조적 건전성을 고려하여 C/SiC 복합재 적용을 위한 연구가 활발히 진행 중이다.
참고문헌 (10)
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Mei, H., Xiao, S., Bai, Q., Wang, H., Li, H. and Cheng, L., 2015, "The Effect of Specimen Crosssectional Area on the Strength and Toughness of Two-dimensional C/SiC Composites," Ceramics International, Vol. 41, No. 2, Part B, pp. 2963-2967.
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Choi, W. K., Kim, B. J., Kim, E. S., Chi, S. H. and Park, S. J., 2010, "Nuclear Graphites (II) : Mechanical Properties," Carbon Letters, Vol. 11, No. 1, pp. 41-47.
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