고온, 고압의 연소가스에 의해 유입되는 많은 열을 효과적으로 차단하여 고체 로켓노즐의 공력형상을 최대한 유지하면서 구조물의 온도 상승을 일정수준 이하로 제한하기 위해 연소가스와 접하는 위치에 내삭마성이 우수한 C/C 복합재 등의 내열재를, 그 배면에는 열확산계수가 낮은 단열재를 적용한다. 내산화성이 우수한 SiC/SiC 복합재는 가스터빈 엔진에 적용되고 있으며, 경량화와 내열성 향상으로 인해 엔진 성능 증가에 기여하고 있다. 극초음속으로 비행하는 스크램제트는 흡입 공기 온도가 매우 높아서 흡열 연료를 냉각제로 사용하는 C/SiC 구조물 개발 연구가 수행되고 있다. 본 논문에서는 고체 로켓 노즐, 가스터빈 엔진 및 램제트/스크램제트 추진기관에 사용되는 다양한 내열 복합재의 특성, 적용사례 및 개발 동향을 고찰하였다.
고온, 고압의 연소가스에 의해 유입되는 많은 열을 효과적으로 차단하여 고체 로켓 노즐의 공력형상을 최대한 유지하면서 구조물의 온도 상승을 일정수준 이하로 제한하기 위해 연소가스와 접하는 위치에 내삭마성이 우수한 C/C 복합재 등의 내열재를, 그 배면에는 열확산계수가 낮은 단열재를 적용한다. 내산화성이 우수한 SiC/SiC 복합재는 가스터빈 엔진에 적용되고 있으며, 경량화와 내열성 향상으로 인해 엔진 성능 증가에 기여하고 있다. 극초음속으로 비행하는 스크램제트는 흡입 공기 온도가 매우 높아서 흡열 연료를 냉각제로 사용하는 C/SiC 구조물 개발 연구가 수행되고 있다. 본 논문에서는 고체 로켓 노즐, 가스터빈 엔진 및 램제트/스크램제트 추진기관에 사용되는 다양한 내열 복합재의 특성, 적용사례 및 개발 동향을 고찰하였다.
In order to limit the temperature rise of the structure to a certain level or less while maintaining the aerodynamic shape of solid rocket nozzle by effectively blocking a large amount of heat introduced by the combustion gas of high temperature and high pressure, the heat-resistant materials such a...
In order to limit the temperature rise of the structure to a certain level or less while maintaining the aerodynamic shape of solid rocket nozzle by effectively blocking a large amount of heat introduced by the combustion gas of high temperature and high pressure, the heat-resistant materials such as C/C composite having excellent ablation resistance are applied to a position in contact with the combustion gas, and the heat-insulating materials having a low thermal diffusivity are applied to the backside thereof. SiC/SiC composite, which has excellent oxidation resistance, is applied to gas turbine engines and contributes to increase engine performance due to light weight and heat-resistant improvement. Scramjet, flying at hypersonic speed, has been studying the development of C/SiC structures using the endothermic fuel as a coolant because the intake air temperature is very high. In this paper, characteristics, application examples, and development trends of various heat-resistant composites used in solid rocket nozzles, gas turbine engines, and ramjet/scramjet propulsions were discussed.
In order to limit the temperature rise of the structure to a certain level or less while maintaining the aerodynamic shape of solid rocket nozzle by effectively blocking a large amount of heat introduced by the combustion gas of high temperature and high pressure, the heat-resistant materials such as C/C composite having excellent ablation resistance are applied to a position in contact with the combustion gas, and the heat-insulating materials having a low thermal diffusivity are applied to the backside thereof. SiC/SiC composite, which has excellent oxidation resistance, is applied to gas turbine engines and contributes to increase engine performance due to light weight and heat-resistant improvement. Scramjet, flying at hypersonic speed, has been studying the development of C/SiC structures using the endothermic fuel as a coolant because the intake air temperature is very high. In this paper, characteristics, application examples, and development trends of various heat-resistant composites used in solid rocket nozzles, gas turbine engines, and ramjet/scramjet propulsions were discussed.
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문제 정의
본 논문에서는 고체 로켓 노즐, 가스터빈 엔진 및 램제트/스크램제트 추진기관에 사용되는 다양한 내열 복합재의 특성, 적용사례 및 개발 동향에 대해 조사/분석하였다.
제안 방법
시험은 총 5분간 수행되었고 벽면 온도는 1530℃ 이상이었다. PSS 연소시험이 성공적으로 수행됨에 따라 PTAH-SOCAR 개발 2단계(2004~2006년)에서는 3차원 needle-punching C/C 프리폼 제조, 표준 CVI보다 소요시간이 10배 빠른 R-CVI 기법으로 고밀도화, 액상실리콘합침(LSI) 작업 후에 연료 냉각 채널이 포함된 연소실 모양의 4각형 덕트 구조물을 만들었으며, 프랑스 ONERA의 ATD5 극초음속 시험 설비에서 마하수 7.5 조건으로 12번 연소시험을 수행하였다. 그 후 PTAH-SOCAR 개발 3단계(2007~2010년)에서는 스크램제트 추진기관 크기의 대형 구조물을 만들어 프랑스 MBDA의 METHYLE 극초음속 시험설비에서 연소시험을 성공리에 수행하였다.
대상 데이터
Figure 13(b)는 고온가스 2차 분사 TVC 노즐에 C/C 복합재를 적용한 사례를 보여준다[28]. 그림에서 보듯이 ITE에는 4D-C/C(밀도 1.9g/cm3)를 적용하였고, TVC 노즐의 경우에는 핀틀 부위에는 4D-C/C(밀도 1.9g/cm3), 지지부와 확대부에는 밀도 1.7g/cm3인 NovoltexⓇ C/C를, 금속구조에 인접한 단열이 요구되는 부위에는 밀도 1.4g/cm3인 NovoltexⓇ C/C 복합재를 적용하였다. 직물과 Rod 형의 다양한 프리폼을 가진 C/C 복합재의 개발로 인해 이러한 TVC 노즐 블록의 개발이 가능하였다.
이는 2개의 핀틀 노즐을 이용하여 고체 추진제 가스 발생기(Gas Generator)에서 나오는 연소가스(온도 2100℃, 산화제 다량 내포)를 300초 동안 조절하는 데 이용되었다. 연소가스 유량 조절시 높은 정밀도를 유지하기 위해 핀틀, 시트(Seat) 및 외부 노즐(Outer Nozzle)은 삭마가 없어야 하므로 이들 3개 부품은 내산화성이 우수한 3D-C/SiC가 적용되었고 그 물성은 Table 3과 같다.
Figure 14는 티타늄으로 제작한 터보팬 에어포일(왼쪽)과 복합재로 제작한 곡선형 에어포일(오른쪽)을 서로 비교한 형상을 보여준다[29]. 티타늄 에어포일은 터보팬 당 34개인 반면에 복합재 에어포일은 18개이며, 복합재 에어포일과 케이싱은 탄소섬유강화 고분자 복합재(Polymer Matrix Composite, PMC)로 제작되었고, GEnx 엔진에 적용되고 있다. 복합재 적용으로 부품 수 감소, 저밀도 등으로 인한 터보팬 경량화로 연료소모율을 줄일 수 있었다.
성능/효과
1) C/C 복합재는 밀도가 낮고 내삭마성이 우수하면서 열·구조 물성도 좋아서 고체 로켓 노즐목과 노즐 유입부 일체형(ITE) 및 고고도 운용 로켓의 확장형 노즐 확대부(EEC)뿐 아니라 고온가스 밸브, 나사 체결 등으로 적용범위가 점차 확대되고 있다.
2) 가스터빈 엔진의 터보팬에 티타늄 대체 소재로 CMC를 적용함으로 인해 경량화로 연료 소모율을 크게 줄일 수 있었다. 연소기, 터빈 등 고온부에는 니켈계 금속을 주로 사용하고 있으나 근래에 내산화성이 우수한 SiC/SiC 복합재의 제조 기술 발전과 더불어 CMC 적용으로 냉각 유량 감소, 무게 감소, NOx 감소 등의 장점으로 인해 복합재의 적용 범위가 점차 확대되고 있는 추세이다.
GE사는 1990년대 초부터 SiC/SiC CMC 개발을 시작하였으며, 2015년 1월에는 AETD(Adaptive Engine Technology Demonstrator) 프로그램을 통해 개발한 저압 터빈 블레이드를 F414 터보팬에 장착하여 F-18 전투기 비행시험을 통해 처음으로 회전 부품의 CMC 성능을 확인하였다[35]. CMC 저압 터빈 블레이드는 이전의 금속 블레이드에 비해 무게가 약 1/3이었고 2단에장착된 CMC 블레이드는 공기 냉각을 하지 않아 냉각 공기의 불필요함으로 인하여 블레이드는 공기역학적으로 더 효율적이고 연료 소모율이 감소되었다. CMC는 기존의 니켈계 합금보다 수백도 이상 높은 온도를 견딜 수 있으므로 내구성이 더 좋다.
Figure 17은 2000년부터 SiC/SiC 복합재를 적용한 가스터빈 엔진의 지상 연소시험 및 비행시험 사례를 보여준다[34]. F136 터보팬 엔진의 저압 터빈 노즐, LEAP 엔진의 고압 터빈 슈라우드, F414 엔진의 터빈 블레이드 등 CMC 고온 부품에 대해 다양한 시험을 통해 성능을 검증하고 있음을 알 수 있다. GE사는 1990년대 초부터 SiC/SiC CMC 개발을 시작하였으며, 2015년 1월에는 AETD(Adaptive Engine Technology Demonstrator) 프로그램을 통해 개발한 저압 터빈 블레이드를 F414 터보팬에 장착하여 F-18 전투기 비행시험을 통해 처음으로 회전 부품의 CMC 성능을 확인하였다[35].
티타늄 에어포일은 터보팬 당 34개인 반면에 복합재 에어포일은 18개이며, 복합재 에어포일과 케이싱은 탄소섬유강화 고분자 복합재(Polymer Matrix Composite, PMC)로 제작되었고, GEnx 엔진에 적용되고 있다. 복합재 적용으로 부품 수 감소, 저밀도 등으로 인한 터보팬 경량화로 연료소모율을 줄일 수 있었다. 복합재는 금속재에 비해 높은 비강도를 가지며 섬유방향 조절로 원하는 물성 획득이 가능할 뿐만 아니라 제작성이 용이한 장점이 있다.
후속연구
또한 CMC 터빈 블레이드는 기존 니켈계 금속재보다 가벼워 작동 중에 구심력(Centrifugal Force)을 더 적게 받으므로 인해 터빈 블레이드와 연결된 디스크, 베어링 등 부품의 크기나 무게를 줄일 수 있는 부수적인 효과를 얻을 수 있다. 향후 10년 후에는 CMC 부품제작이 현재보다 10배 확대될 것으로 GE사는 전망하고 있다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
마하수 5 이상의 극초음속에서 냉각재로 연구되는 것은?
5 구간에서 운용되는 램제트 초음속 비행체에는 흡입 공기(Ram Air)를 이용한 막 냉각으로 연소기를 고온으로부터 보호하거나 또는 실리카계 복합재를 이용한 삭마냉각을 적용한다[6,7]. 그러나 마하수 5 이상의 극초음속이 되면 흡입 공기의 전온도(Total Temperature)가 매우 높아 흡입 공기 대신에 비행체에 탑재된 연료를 냉각재로 사용하기위하여 탄화수소계 흡열 연료로 재생 냉각하는 C/SiC(Carbon Fiber Reinforced Silicon Carbide) 복합재 구조물 개발 연구들이 활발히 진행되고 있다[8].
내열재의 역할은?
대표적인 내삭마성 내열재에는 열분해 흑연(Pyrolytic Graphite), 다결정 흑연(Polycrystalline Graphite), 탄소/탄소(Carbon Fiber Reinforced Carbon, C/C), 탄소/페놀릭(Carbon Fiber Reinforced Phenolic, C/P), 실리카/페놀릭(Silica Fiber Reinforced Phenolic, S/P) 복합재 등이 있다. 이와 같은 내열재는 밀도가 낮아 추진기관 무게를 감소시킬 수 있고 고온 환경에서 내열재 내부와 표면 물질이 소실되면서 외부에서 유입되는 많은 열을 흡수하여 구조물을 보호하는중요한 역할을 한다[1].
본론에서 엔진 제작비용 문제를 해결하기 위해 수행되는 연구는?
항공기 가스터빈 엔진의 경우 니켈계 내열 금속의 정밀주조(일방향 응고, 단결정) 기술과 더불어 고성능 냉각 기술인 대류냉각, 충돌냉각, 막냉각으로 구성된 복합냉각 기술을 적용하거나 분출냉각(Transpiration Cooling) 기술을 적용함으로써 터빈 입구 온도(Turbine Inlet Temperature, TIT)는 크게 증가시켰지만 내부 유로나 외부면에 냉각 홀이 있는 터빈 블레이드 등의 복잡한 형상으로 인해 제작비용이 증가되었다[2,3]. 이에 대한 대안으로 세라믹 기지 복합재(Ceramic Matrix Composite, CMC) 중에서도 산화저항성이 우수한 SiC/SiC(Silicon Carbide fiber reinforced Silicon Carbide) 복합재의 제조 기술 개발 연구와 더불어 저밀도이면서 고온에서 우수한 구조물성, 내열성 등을 가진 복합재를 연소기 라이너, 터빈 노즐과 블레이드 등에 적용하기 위한 개발 연구들이 많이 수행되고 있다[4,5]. 가스터빈 고온부에 CMC를 적용함으로써 내열금속 보다 밀도가 낮아 무게를 줄이고 냉각공기 사용량도 줄일 수 있어 엔진 성능 증가에 기여하고 있다.
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