C-C 복합재료와 Graphite 노즐목 내열재의 침식조직 특성에 대한 연구 A Study on Erosion Structure Properties for Thermal Insulation Materials on Carbon-Carbon Composites and Graphite Nozzle Throat원문보기
고체추진 로켓(SRM)은 모터케이스, 점화기, 추진제, 노즐, 절연체, 제어 및 구동장치 등으로 구성되어 있으며 액체로켓과 다르게 노즐을 냉각시킬 수 없어 고온 및 고속의 연소가스에 의해 침식(Erosion)이 발생한다. 이러한 침식현상은 노즐목의 형상 변화를 일으키며 로켓의 추력 성능을 감소시킨다. 로켓 노즐의 재질은 침식현상을 최소화하고 열을 차단시키는 효과가 있어야 하며 용융 상태에서 소실되지 않고 전단력이나 압력에 견딜 수 있어야 한다. 본 연구는 실험을 통하여 고체로켓 노즐의 재질에 대하여 연소시간별 침식특성을 파악한다. 그리고 Graphite와 C-C 복합재료의 각 재질별 조직검사를 통하여 침식 후의 미세특징을 비교 분석하여 침식특성을 규명한다.
고체추진 로켓(SRM)은 모터케이스, 점화기, 추진제, 노즐, 절연체, 제어 및 구동장치 등으로 구성되어 있으며 액체로켓과 다르게 노즐을 냉각시킬 수 없어 고온 및 고속의 연소가스에 의해 침식(Erosion)이 발생한다. 이러한 침식현상은 노즐목의 형상 변화를 일으키며 로켓의 추력 성능을 감소시킨다. 로켓 노즐의 재질은 침식현상을 최소화하고 열을 차단시키는 효과가 있어야 하며 용융 상태에서 소실되지 않고 전단력이나 압력에 견딜 수 있어야 한다. 본 연구는 실험을 통하여 고체로켓 노즐의 재질에 대하여 연소시간별 침식특성을 파악한다. 그리고 Graphite와 C-C 복합재료의 각 재질별 조직검사를 통하여 침식 후의 미세특징을 비교 분석하여 침식특성을 규명한다.
The solid rocket motor(SRM) consists of a motor case, igniter, propellants, nozzle, insulation, controller, and driving device. The liquid rocket propulsion systems(LRPSs) cools the nozzle by the fuel and oxidizer but SRM does not cool the nozzle. The nozzle of SRM is high temperature condition and ...
The solid rocket motor(SRM) consists of a motor case, igniter, propellants, nozzle, insulation, controller, and driving device. The liquid rocket propulsion systems(LRPSs) cools the nozzle by the fuel and oxidizer but SRM does not cool the nozzle. The nozzle of SRM is high temperature condition and high velocity condition so occurs the erosion by combustion gas. This erosion occurs the change of nozzle throat and reduces thrust performance of rocket. The material of Rocket nozzle is minimization of erosion and insulation effect and endure the shear force, high temperature and high pressure. The purpose of this study is to investigate the erosion characteristics of solid rocket nozzles by each combustion time. Through the structure inspection of Graphite and C-C composite, identify the characteristics of the microstructure before and after erosion.
The solid rocket motor(SRM) consists of a motor case, igniter, propellants, nozzle, insulation, controller, and driving device. The liquid rocket propulsion systems(LRPSs) cools the nozzle by the fuel and oxidizer but SRM does not cool the nozzle. The nozzle of SRM is high temperature condition and high velocity condition so occurs the erosion by combustion gas. This erosion occurs the change of nozzle throat and reduces thrust performance of rocket. The material of Rocket nozzle is minimization of erosion and insulation effect and endure the shear force, high temperature and high pressure. The purpose of this study is to investigate the erosion characteristics of solid rocket nozzles by each combustion time. Through the structure inspection of Graphite and C-C composite, identify the characteristics of the microstructure before and after erosion.
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문제 정의
본 연구는 실험을 통하여 고체로켓 노즐(SRM nozzle)의 재질에 대하여 연소시간별 침식특성을 파악한다. 그리고 Graphite와 C-C 복합재료(Carbon-carbon composite)의 각 재질별 조직검사(Structure inspection)를 통하여 침식 후의 미세특징을 비교 분석하여 침식특성을 규명한다.
가설 설정
산소와 아세틸렌의 압력은 산소 0.12MPa, 아세틸렌 0.02MPa로 설정하였다. 화염은 산소-아세틸렌 비율 1:1로 중성 불꽃으로 하고 시편과 토치와의 거리는 60 mm로 설정하였다.
제안 방법
본 연구는 실험을 통하여 고체로켓 노즐(SRM nozzle)의 재질에 대하여 연소시간별 침식특성을 파악한다. 그리고 Graphite와 C-C 복합재료(Carbon-carbon composite)의 각 재질별 조직검사(Structure inspection)를 통하여 침식 후의 미세특징을 비교 분석하여 침식특성을 규명한다.
또한 Infrared thermometer(CHINO IR-AH)를 이용하여 표면온도를 측정하였다. 그리고 냉각방법은 공랭식으로 압축공기를 시편고정부, 이동축, 센서 접촉부 등에 적용하여 고온으로 인한 장비 파손과 에러를 예방하였다.
본 연구는 Graphite와 C-C 복합재료에 대하여 연소시간별 침식특성을 파악하였으며 침식량은 이론적 계산값과 실험값을 비교하였다. 그리고 재질별 조직검사를 수행하였다. 이론값 및 실험값에서 알 수 있듯이 C-C 복합재료가 침식이 작게 나타났다.
자동점화 장치, 타이머, 솔레노이드 밸브 등을 이용하여 정확한 작동시간을 설정하고 제어하였다. 또한 Infrared thermometer(CHINO IR-AH)를 이용하여 표면온도를 측정하였다. 그리고 냉각방법은 공랭식으로 압축공기를 시편고정부, 이동축, 센서 접촉부 등에 적용하여 고온으로 인한 장비 파손과 에러를 예방하였다.
본 연구는 Graphite와 C-C 복합재료에 대하여 연소시간별 침식특성을 파악하였으며 침식량은 이론적 계산값과 실험값을 비교하였다. 그리고 재질별 조직검사를 수행하였다.
화염은 산소-아세틸렌 비율 1:1로 중성 불꽃으로 하고 시편과 토치와의 거리는 60 mm로 설정하였다. 실험 작동시간은 모두 동일하게 120초로 실험하였으며 Fig. 4과 같이 압력은 실시간으로 NI USB-6009와 Labview를 이용하여 측정하였다.
침식실험 장치는 Oxy-acetylene torch 시험장치를 이용하였다. 실험방법은 이론식에 적용할 주요 인자를 실험을 통하여 측정하였으며 이론식의 계산결과와 실험 결과에 대하여 SEM을 이용하여 침식 후의 미세특징을 재질에 따라 비교분석하였다. 장치는 산소-아세틸렌 제어부, 데이터 측정부, 데이터 수집 및 저장부, 시편 고정부로 구성되어 있다.
0158mm/s 이다. 이론적 침식량 계산은 열화학적 침식량과 기계적 침식량을 조화평균을 이용하여 계산하였다. 계산 결과, G6520는 0.
이후로 ASCC, TITAN,GIANTS & MEIT를 개발하여 연구를 계속 수행하였다[3].
자동점화 장치, 타이머, 솔레노이드 밸브 등을 이용하여 정확한 작동시간을 설정하고 제어하였다. 또한 Infrared thermometer(CHINO IR-AH)를 이용하여 표면온도를 측정하였다.
12는 조직검사를 위해 사용된 주사전자현미경 장비 사진이다. 조직검사는 침식실험 후, 시편 중앙의 정면과 시편 중앙의 절단 단면을 관찰하였다.
02MPa로 설정하였다. 화염은 산소-아세틸렌 비율 1:1로 중성 불꽃으로 하고 시편과 토치와의 거리는 60 mm로 설정하였다. 실험 작동시간은 모두 동일하게 120초로 실험하였으며 Fig.
대상 데이터
5mm로 제작하였다. Graphite는 MERSEN사의 Graphite G6520을 사용하였고 적층형 복합재료는 주문 제작한 3D C-C 복합재료를 사용하였다.
시편은 가로 100.5mm x 세로 100.5mm, 두께는 6.5mm로 제작하였다. Graphite는 MERSEN사의 Graphite G6520을 사용하였고 적층형 복합재료는 주문 제작한 3D C-C 복합재료를 사용하였다.
침식실험 장치는 Oxy-acetylene torch 시험장치를 이용하였다. 실험방법은 이론식에 적용할 주요 인자를 실험을 통하여 측정하였으며 이론식의 계산결과와 실험 결과에 대하여 SEM을 이용하여 침식 후의 미세특징을 재질에 따라 비교분석하였다.
장치는 산소-아세틸렌 제어부, 데이터 측정부, 데이터 수집 및 저장부, 시편 고정부로 구성되어 있다. 토치는 Victor model 315FC,Tip은 Type 4, No. 7을 사용하였다.
이론/모형
침식거동을 파악하기 위한 조직검사는 주사전자현미경(SEM; Scanning Electron Microscope), 모델JSM-5600을 이용하였다. Fig.
성능/효과
Figure 15와 16은 C-C 복합재료와 Graphite에 대하여 침식실험 후 존재하는 층을 확인하기 위하여 주사전자현미경(SEM)으로 시편 단면을 촬영한 사진이다. Fig. 2에서 기술한 바와 같이 원재료(Virgin material), 열분해 층(Pyrolysis layer), 숯층(Char layer)을 확인할 수 있으며 Graphite보다 C-C 복합재료에서 조금 더 분명하게 나타났다.
이론적 침식량 계산은 열화학적 침식량과 기계적 침식량을 조화평균을 이용하여 계산하였다. 계산 결과, G6520는 0.0160 mm/s, C-C 복합재료(3D)는 0.0149mm/s로 계산되었다. 실험과 이론 계산값의 오차는 G6520 8.
0149mm/s로 계산되었다. 실험과 이론 계산값의 오차는 G6520 8.57%,C-C 복합재료(3D) 5.70%로 좋은 결과를 나타냈다.
이론값 및 실험값에서 알 수 있듯이 C-C 복합재료가 침식이 작게 나타났다. 이 결과를 파악하기 위하여 조직검사를 수행하였으며 그 결과, Graphite는 작고 균일한 기공들이 많이 존재하는 형태의 침식이 관찰되었으며 C-C 복합재료는 기공이 큰 사이즈이며 깊은 기공형태이고 불균일 했다. 그러나 C-C 복합재료는 Matrix가 연소되어 소진되었어도 표면의 많은 면적을 Carbon fiber가 견디고 있어 침식에 대한 저항성을 보유하는 특성을 나타냈다.
침식실험 결과, 침식량은 아래 Table과 같이 120초 동안 Graphite G6520은 2.1mm의 침식량이 측정되었으며 침식율(Erosion rate)은 0.0175mm/s 이다.
후속연구
그러나 C-C 복합재료는 Matrix가 연소되어 소진되었어도 표면의 많은 면적을 Carbon fiber가 견디고 있어 침식에 대한 저항성을 보유하는 특성을 나타냈다. 향후 다양한 재질에 대한 실험이 필요하며 규명된 침식특성을 바탕으로 실제 노즐 형상 및 우주귀환 비행체의 공기마찰에 대하여 연구할 계획이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
로켓의 정의와 활용가치는 무엇인가?
로켓(Rocket)이란 작용과 반작용의 힘으로 추력(Thrust)을 발생시키는 장치로써 자체 내부에 연료와 산화제를 가지고 연소 및 분출시켜 추진력을 얻으며 주로 우주탐사 비행체, 무기, 인공위성 발사 등에 사용되고 있다. 로켓의 종류에서 고체추진 로켓(SRM;Solid-propellant rocket motor)은 모터케이스(Motorcase), 점화기(Igniter), 추진제(Propellant), 노즐(Nozzle), 절연체(Insulation), 제어 및 구동장치 등으로 구성되어 있으며 액체로켓과 다르게 노즐을 냉각시킬 수 없어 연소가스에 의해 침식(Erosion)이 발생한다.
고체추진 로켓의 단점은?
로켓의 종류에서 고체추진 로켓(SRM;Solid-propellant rocket motor)은 모터케이스(Motorcase), 점화기(Igniter), 추진제(Propellant), 노즐(Nozzle), 절연체(Insulation), 제어 및 구동장치 등으로 구성되어 있으며 액체로켓과 다르게 노즐을 냉각시킬 수 없어 연소가스에 의해 침식(Erosion)이 발생한다. 이러한 고온 및 고속 환경으로 인한 침식현상은 노즐목의 형상 변화를 초례하며 이는 추력 성능을 저하시킨다. 로켓 노즐목(Nozzle throat)의 현상 변화는 로켓의 도달 높이, 도달 거리, 비행 속도에 영향을 준다[1, 2].
고체추진 로켓은 무엇으로 구성되어 있는가?
고체추진 로켓(SRM)은 모터케이스, 점화기, 추진제, 노즐, 절연체, 제어 및 구동장치 등으로 구성되어 있으며 액체로켓과 다르게 노즐을 냉각시킬 수 없어 고온 및 고속의 연소가스에 의해 침식(Erosion)이 발생한다. 이러한 침식현상은 노즐목의 형상 변화를 일으키며 로켓의 추력 성능을 감소시킨다.
참고문헌 (11)
Hoon Jung, Soo Yong Lee and Ja Ye Koo, "Structural and Shape Design of Solid Rocket Nozzles," The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, vol 24, no. 4, pp. 84-91, 1996.
Ronald Humble, Ronald W. Humble, Gary N. Henry and Wiley J. Larson, Space propulsion analysis and design, McGraw-Hill, pp. 318, 1995.
Young In Kim and Soo Yong Lee, "The Research Trends of Ablation Behavior on Composite Rocket Nozzles," 2014 SASE Spring Conference, 2014.
K. K. KUO and S. T. KESWANI, "A Comprehensive Theoretical Model for Carbon-Carbon Composite Nozzle Recession," Journal of Combustion Science and Technology, vol. 42, pp. 145-164, 1985.
Daniele Bianchi and Francesco Nasuti, "Thermochemical Erosion Analysis of Carbon-Carbon Nozzles in Solid-Propellant Rocket Motors," 46th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, 2010.
Hee Cheol and Ham, "A Study on the Thermal Response Characteristics of Carbon/Carbon Composites for Nozzle Throat Insert," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, vol. 10, no. 1, pp. 30-37, 2006.
Jungsoo So, Gyusung Do, Yunje Jang, Seungho Song, Jungsoo Han and Heejang Moon, "A study on Nozzle Structure Analysis about thermal stress effect Associated with Nozzle Thickness in Rocket," Journal of The Society for Aerospace System Engineering, vol. 2, no.2, pp. 28-34, 2008.
V. R. Gowariker, "Mechanical and chemical contribution to the erosion rates of graphite throats in rocket Motor Nozzle," J. spacecraft, vol. 3, no. 10, pp. 1490-1494, 1966.
S.T. KESWANI, E. ANDIROGLU, J.D. CAMPBELL and K.K. KUO, "Recession behavior of graphitic nozzles in simulated rocket motors," 19th Joint Propulsion Conference, 1983.
K.K. Kuo and R. Acharya, Applications of Turbulent and Multi-Phase Combustion, Wiley, New Jersey, pp. 292, 2012.
R. Acharya and K.K. Kuo, "Effect of Pressure and Propellant Composition on Graphite Rocket Nozzle Erosion Rate," Journal of Propulsion and Power, Vol. 23, No. 6, pp. 1242-1254, 2007.
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