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재진입 환경의 탄소/페놀릭 복합재 구조물의 열기계적 연계 해석
Thermomechanical Coupled Analysis of Carbon/phenolic Composite Structures in Reentry Environments 원문보기

한국항공우주학회지 = Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, v.47 no.6, 2019년, pp.414 - 421  

손명진 (Department of Aerospace Engineering, Chonbuk National University) ,  신의섭 (Department of Aerospace Engineering, Chonbuk National University)

초록
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본 논문에서는 재진입 환경에 노출된 탄소/페놀릭 복합재 구조물에 대한 열기계적 연계 해석을 수행하였다. 열기계적 연계를 위한 해석 인터페이스를 상용 소프트웨어를 이용하여 구축하였다. 열분해 및 삭마에 따른 물리적 거동 변화를 모사하기 위해 온도장과 변위장의 주요 지배방정식을 고려하였다. 구축한 해석 인터페이스를 이용하여 탄소/페놀릭 복합재 구조물에 대한 열기계적 연계해석을 수행하였으며 이를 아크 가열 풍동을 이용한 삭마 실험 결과와 비교하였다. 또한 탄소/페놀릭 복합재를 적용한 재진입 캡슐에 대한 열기계적 연계 해석을 수행하였다. 이를 통해 탄소/페놀릭 복합재의 삭마 특성 및 열 보호 효과와 구축한 해석 인터페이스의 활용성을 확인하였다.

Abstract AI-Helper 아이콘AI-Helper

In this paper, thermomechanical coupled analysis of carbon/phenolic composites structures in reentry environment was performed. The interface of thermomechanical coupled analysis was constructed using commercial software. The governing equations of temperature and displacement fields were considered...

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

  • 구축한 해석 인터페이스를 이용하여 탄소/페놀릭 복합재 구조물의 열기계적 연계 해석을 수행하였으며 이를 아크 가열 풍동을 이용한 삭마실험 결과와 비교하였다. 또한, 재진입 캡슐에 대한 기초 형상 설계를 통해 구축한 해석 인터페이스의 활용성을 확인하였다.
  • 본 논문에서는 재진입 환경에 노출된 탄소/페놀릭복합재 구조물의 삭마 특성 및 열응력 분석을 위해 열기계적 연계 해석을 수행하였다. 내부 열분해로 인한 물리적 거동 변화를 모사하기 위해 시차제법(staggered method)을 적용한 완전 연계 인터페이스를 구성하였다.
  • 본 논문에서는 재진입 환경의 탄소/페놀릭 복합재 구조물의 열분해 및 삭마 특성 예측을 위해 열기계적 연계 해석을 수행하였다. 내부 열분해로 인한 물리적 거동 변화를 모사하기 위해 온도장과 변위장의 지배 방정식을 연계할 수 있도록 시차제법을 도입하여 완전 연계 인터페이스를 구성하였다.

가설 설정

  • 반면, 시편의 내부 밀도 분포는 실험 및 해석 결과가 다소 차이를 보였다. 본 연구에서 사용한 재료 물성은 시편의 재료 물성을 고려하여 가정되었다. 밀도 변화는 재료 물성과 연관되어 있는 아레니우스 식에 의해 지배되며 실제 시편의 재료 물성을 적용한다면 해석과 실험값의 차이가 감소할 것으로 추정된다.
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질의응답

핵심어 질문 논문에서 추출한 답변
탄화재료란 무엇인가? 탄화(charring) 재료는 상변화 및 질량 손실을 통해 높은 열 부하를 견딜 수 있어 열 보호 시스템 설계에 폭넓게 적용되는 재료이다[3,4]. 탄화 재료는 외부열에너지 유입으로 인해 내부에서 열화학적 분해를 겪게 되며 숯(char) 층과 열분해 가스(pyrolysis gas)를 형성한다.
비행체 표면의 온도가 상승하면 어떤 문제가 있나? 주변 공기의 온도 변화로 인해 발생하는 열에너지는 대류(convection) 및 복사(radiation)를 통해 비행체 표면의 온도를 상승시킨다. 표면의 고온은 내부로 전도(conduction)되어 구성 재료 차원의 열분해로 인한 물성 저하, 불규칙한 응력 구배 현상 등을 야기하기 때문에 구조물의 파손을 유발할 수 있다.따라서 공력 가열 환경에서 비행체의 구조적 신뢰성향상 및 효과적인 임무 달성을 위해 구조물의 내부로 전달되는 열에너지를 효과적으로 차단할 수 있는 열 보호 시스템(thermal protection system, TPS)의적 용이 요구된다[1,2].
유한차분법 기반의 해석 코드에는 무엇이 있는가? 탄화 재료에 대한 열화학적 분해 및 삭마를 고려한 1차원 열 응답 해석(thermal response analysis)에 대한 연구가 수행되었다. 삭마에 의한 열전달 및 질량 전달을 고려하여 CMA(charring material thermalresponse and ablation program), FIAT(fully implicitablation and thermal analysis program) 등 유한차분법 기반의 해석 코드들이 개발되었다[5,6]. 이러한 해석 코드들은 단일 재료에 대한 1차원 문제의 해석에는 적합하지만 복잡한 기하학적 형상 및 다양한 재료를 사용하는 문제에 있어 적절하지 않다.
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참고문헌 (12)

  1. Mathews, R. N., and Shafeeque, A. P., "Hypersonic flow analysis on an atmospheric re-entry module," International Journal of Engineering Research and General Science, Vol. 3, Issue 5, 2015, pp. 991-1001. 

  2. Laub, B., and Venkatapathy, E., "Thermal protection system technology and facility needs for demanding future planetary missions," Planetary Probe Atmospheric Entry and Descent Trajectory Analysis and Science, Vol. 544, 2004, pp. 239-247. 

  3. Nataili, M., Kenny, J. M., and Torre, L., "Science and technology of polymeric ablative materials for thermal protection systems and propulsion devices: A review," Progress in Materials Science, Vol. 84, 2016, pp. 192-275. 

  4. Johnson, S. M., "Thermal protection materials: development, characterization and evaluation," Proceeding of the HiTemp Conference, 2012. 

  5. Anon., "User's manual, Aerotherm charring material thermal response and ablation program," Acurex Corporation, Aerotherm Division, 1961. 

  6. Chen, Y. K., and Milos, F. S., "Fully implicit ablation and thermal analysis program (FIAT)," Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 36, No. 3, 1999, pp. 475-483. 

  7. Pinaud, G., Bouily, J. M., and Barcena, J., "HYDRA: Macroscopic modeling of hybrid ablative thermal protection system," Proceedings of the 5th International Conference on Porous Media and its Applications in Science and Engineering, 2014. 

  8. Empey, D. M., Gorbunov, S., Skokova, K. A., Agrawal, P., Swanson, G. T., Prabhu, D. K., Mangini, N., Perterson, K. H., Winter, M., and Venkatapathy, E., "Small probe reentry investigation for TPS engineering (SPRITE)," Proceeding of the 50th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition, 2012. 

  9. Sutton, K., "An experimental study of a carbon/phenolic ablation material," NASA TN-D-5930, 1970. 

  10. Paglia, L., Tirilloa, J., Marra, F., Bartuli, C., Simone, A., Valente, T., and Pulci, G., "Carbon-phenolic ablative materials for re-entry space vehicles_plasma wind tunnel test and finite element modeling," Materials and Design, Vol. 90, 2016, pp. 1170-1180. 

  11. Choi, H. W., Roh, K. W., Cheon, J. H., and Shin, E. S., "Quantitative Analysis for Surface Recession of Ablative Materials Using High-speed Camera and 3D Profilometer," Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, Vol. 46, No. 9, 2018, pp. 735-741. 

  12. Lim, S., Cheon, J. H., Son, M. J., and Shin, E. S., "Quantitative analysis of surface recession on carbon-based ablators using a high-resolution non-contact profilometer," Materials and Design, Vol. 149, 2018, pp. 73-80. 

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