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문제 정의
- 본 연구에서는 RAP탄에 HTPB/AP/Al 의 고체 추진제를 적용하였으며, 고체추진제의 조성설계/제조/특성 분석 및 이를 적용한 RAP 탄의 지상 연소시험 결과에 관하여 기술하였다. 또한 RAP 탄의 비행시험을 통해 지상과 비행 중 고체추진제의 연소거동을 비교 분석하였다.
- 본 연구에서는 로켓보조추진제의 Al 함량 2 wt%, 10 wt%, 18 wt%에 따른 점도, 기계적 물성, 연소속도에 관하여 연구하였고, 지상 연소시험과 발사시험을 통해 그 차이를 확인하였다. Al 함량이 증가함에 따라 초기점도는 감소하였지만 점도 build-upe 증가하였고, 기계적 물성은 동일 바인더 시스템과 고체함량으로 인해 유사한 수준으로 나타났다.
제안 방법
- 지연점화기를 적용하였다. 155밀리 RAP 은 지상연소시험 및 발사시험을 통해 연소 거동을 비교분석하였다. 지상연소시험은 BLH Co.
- 고속회전을 하며 연소하는 추진제는 강력한 원심력에 의해 모타 내 압력 증가 및 연소속도 증가 등이 발현되는데, 특히 Al 입자는 높은 비중으로 인해 회전에 의한 영향(spin effect)이 크기때문에 설계변수로 적용하였다 [5]. Al 함량은 HTPB 계 추진제의 성능 예측 문헌 [6] 을 참고하여 최대 18 wt%를 선정하였으며, 각 조성은 CEA (Chemical Equilibrium Application) 를 사용하여 표준조건(챔버압력 6.9 MPa, 온도 201, 노즐 출구 압력 0.1 MPa) 에서 이론 비추력을 예측하였다.
- RAPG 는 점감형 (regressive) 의 연소패턴을 나타내도록 3개의 slot 을 가진 원통형 구조 (3slotted tube) 로 설계하였다. 회전을 하는 RAPG 의 cylinder 부분에서는 연소속도가 증가하고 slot 부분에서는 연소속도가 감소하는 특성을 나타내는데 [7], 이와 같은 특성으로 인해 점감형 연소 패턴이 발사 후에는 중립 (neutral) 또는 점증 (progressive) 형 연소패턴으로 변형될 것으로 예측하여 설계하였다.
- 조성은 Al 함량 (wt%)에 따라 Al-2, Al- 10, Al-18로 명명하였다. 고속회전을 하며 연소하는 추진제는 강력한 원심력에 의해 모타 내 압력 증가 및 연소속도 증가 등이 발현되는데, 특히 Al 입자는 높은 비중으로 인해 회전에 의한 영향(spin effect)이 크기때문에 설계변수로 적용하였다 [5]. Al 함량은 HTPB 계 추진제의 성능 예측 문헌 [6] 을 참고하여 최대 18 wt%를 선정하였으며, 각 조성은 CEA (Chemical Equilibrium Application) 를 사용하여 표준조건(챔버압력 6.
- 또한 RAP 탄의 비행시험을 통해 지상과 비행 중 고체추진제의 연소거동을 비교 분석하였다.
- 로켓보조추진탄의 탄두는 비활성으로 충전하였으며 추진부는 RAPG을 free grain 형태로 동일내경의 노즐이 장착된 탄체 후방에 위치 시켜 조립하였고 점화기는 발사 수초 후 점화되도록 설계한 지연점화기를 적용하였다. 155밀리 RAP 은 지상연소시험 및 발사시험을 통해 연소 거동을 비교분석하였다.
- 로켓보조추진탄은 비행 중 감속하는 구간에서 추가추력을 발생, 순간적으로 속도를 증가시킴으로써 사거리를 연장할 수 있는 기술이다. 본 시험에서는 로켓보조추진탄의 비행 중 가속 구간을 도플러데이터를 통해 확인하였으며, 가속 구간에서 얻어진 데이터를 통해 비행 중 추력을 산출하였다. 비행추력분석은 수정 질점 운동방정식을 사용하여 계산하였으며, Eq.
- 및 제조효율을 확보할 수 있다[8]. 본 연구에 사용된 주진제도 주조식으로 제조하였기 때문에 60℃온도에서 Brookfield 회전식 점도계를 사용하여 점도를 측정하였다.
- 로켓 보조 추진제 또한 이러한 악조건에 노출되기 때문에 적절한 기계적 물성의 설계/분석이 수행되어야 한다. 본 연구에서도 추진제의 기계적 물성을 확인하기 위해 JANNAF 시편을 만들어 크로스헤드 속도 50 mm/min으로 분석을 수행하였으며, 추진제의 연소속도 측정을 위해 직경 6 mm, 길이 120 mm의 시편을 만들고 외면에 난연제를 도포하여 길이방향으로만 연소가 가능하도록 제작하였다. 시험조건은 10.
- 본 연구에서도 추진제의 기계적 물성을 확인하기 위해 JANNAF 시편을 만들어 크로스헤드 속도 50 mm/min으로 분석을 수행하였으며, 추진제의 연소속도 측정을 위해 직경 6 mm, 길이 120 mm의 시편을 만들고 외면에 난연제를 도포하여 길이방향으로만 연소가 가능하도록 제작하였다. 시험조건은 10.3 MPa, 20 C를 기준으로 ±3.4 MPa로 하여 3가지 압력에 대해 연소속도를 측정하였다 [9].
- 지상연소시험을 통해 계산한 실제 비추력 (Delivered specific impulse) 과 CEA를 통해 예측한 이론 비추력 (Theretical specific impulse)을비교하여 Fig. 4에 나타냈다. 알루미늄 함량이 2 wt% 인 Al-2가 이론 비추력은 243.
- mold 에 진공 충전하였고 60 C 오븐에서 72 hr 경화 후 이형을 수행하였다. 추진제 그레인의 연소면적을 확보하기 위해 한화에서 자체 개발한 인히비터를 사용하여 진공 인히비팅을 수행한 후 60C 오븐에서 24 hr 경화한 후이형을 수행하였다.
- 로 설계하였다. 회전을 하는 RAPG 의 cylinder 부분에서는 연소속도가 증가하고 slot 부분에서는 연소속도가 감소하는 특성을 나타내는데 [7], 이와 같은 특성으로 인해 점감형 연소 패턴이 발사 후에는 중립 (neutral) 또는 점증 (progressive) 형 연소패턴으로 변형될 것으로 예측하여 설계하였다.
대상 데이터
- RAP용 추진제 (Rocket-Assisted Projectile Propellant Grain ; 이흐卜 RAPG) 조성은 HTPB (Hydroxy Terminated Poly Butadiene, (쥐삼양정밀화학) 바인더 시스템을 사용하였으며 산화제로는 과염소산 암모늄 (Ammonium Perchlorate, AP, 쥐한화) 를 고체연료로는 알루미늄(Aluminum, Al, 쥐창성) 및 소량의 첨가제를 적용하여 조성을 설계하였고 Table 1에 나타내었다. 조성은 Al 함량 (wt%)에 따라 Al-2, Al- 10, Al-18로 명명하였다.
- 의 3, 000 lbf 로드셀과 Dynisco co.의 3, 000 psia 압력센서를 사용하여 데이터를 계측하였으며, 발사시험은 도플러를 통해 데이터를 계측하였다. 두시 험 모두 시료는 20C 에서 24 hr 온도처리 후 수행하였다.
- Table 1에 나타내었다. 조성은 Al 함량 (wt%)에 따라 Al-2, Al- 10, Al-18로 명명하였다. 고속회전을 하며 연소하는 추진제는 강력한 원심력에 의해 모타 내 압력 증가 및 연소속도 증가 등이 발현되는데, 특히 Al 입자는 높은 비중으로 인해 회전에 의한 영향(spin effect)이 크기때문에 설계변수로 적용하였다 [5].
이론/모형
- 본 시험에서는 로켓보조추진탄의 비행 중 가속 구간을 도플러데이터를 통해 확인하였으며, 가속 구간에서 얻어진 데이터를 통해 비행 중 추력을 산출하였다. 비행추력분석은 수정 질점 운동방정식을 사용하여 계산하였으며, Eq. 1에 나타내었다.
성능/효과
- 5의 비행추력분석결과는 도플러로석하였다. 3종의 서로 다른 로켓보조추진탄의 비행 추력은 모두 지상연소시험과 다르게 연소 중반에 최대추력을 나타내었다. 이는 고속회전하는로켓보조추진탄의 추진제에 함유된 Al 함량은 추력 경향에 크게 영향을 미치는 변수는 아닌 것으로 판단되며, 그레인 형상에 의한 영향이 주된 것으로 판단된다.
- Al 함량이 증가함에 따라 초기점도는 감소하였지만 점도 build-upe 증가하였고, 기계적 물성은 동일 바인더 시스템과 고체함량으로 인해 유사한 수준으로 나타났다. 지상연소시험에서는 Al 함량이 10 wt%까지는 모터의 성능이 증가하였으나, Al 18 wt%에서는 모터의 효율이 감소함을 확인하였다.
- 29 mm/s를 나타내었다. Al-2와 Al-10의 AP-F 비율은 같지만 AP-b 비율이 낮아져 연소속도가 소폭 감소하였으며, Al-18은 AP-F 가 약 8 wt% 감소하여 연소속도가 크게 감소한 것을 확인하였다.
- 나타내었다. 기계적 물성은 세 조성이 유사하게 나타났으며 Al 함량이 증가할수록 밀도만 높아지는 결과를 확인하였다. 밀도는 Al 의 밀도가 2.
- 2s로 가장 낮았다. 또한 Al 함량이 10 wt% 까지는 이론 비추력 및 실제 비추력이 모두 상승하는 결과를 보였다. 이론 비추력 대비 실제 비추력의 효율을 계산하였을 때, 알루미 늄 함량이 2, 10 wt% 인 Al-2, Al-10을 적 용한로켓보조추진탄의 비추력 효율은 약 92.
- 반면 Al-18에서는 생성되는 산화알루미늄 입자 및 반응하지 않고 이탈하는 알루미늄 입자에 의해 모터 효율이 감소되는 현상을 확인하였다. 또한 동일 고체함량에서 Al 함량의 증가는 AP 함량의 감소로 연결되는데, 특히 Al-18은연소속도에 크게 기여하는 AP-F 가 다른 두 시료에 비해 8 wt% 감소하였고 그로인해 연소속도 또한 낮아졌다. Al-18에서 AP-F를 감소시킨 이유는 pot-life 를 확보하기 위함이다(작은입자 비율이 높아지면 초기점도가 높아져 pot-life 를 확보할 수 없다).
- 이는 연소속도 감소에 의한 것으로 판단되며 유사 연소속도가 구현된다면 모터효율은 Al-18。〕가장 높을 것으로 판단된다. 또한 발사시험을 통해 고속회전에 의한 Al 입자의 영향 중 일부를 확인한 결과, 추력 경향이 Al 입자에 의해 변화하기 보다는 그레인 형상에 의해 변화하는 것으로 판단된다.
- 본 연구에서도 알루미늄 함량이 증가함에 따라 이론적 비추력은 상승하였지만 실제 비추력은 10 wt%까지 증가하다가 감소하는 것을 확인하였. 다.
- 3 및 Table 3에 나타내었다. 시험결과 Al-2, Al-10, Al-18 모두 점화 초기 압력/추력이 상승한 후 감소하는 점감 (regressive) 형의 연소패턴을 보였다. 연소시간은 연소속도와 유사하게 Al-2가 2.
- 또한 HTPB 바인더를 적용한 추진제는 표면에서 알루미늄 입자가 연소되지 않고 석출되기도 한다[14]. 위의 3가지 영향에 의해 알루미늄 함량이 가장 큰 Al- 18에서 가장 낮은 비추력 효율을 나타낸 것으로 판단된다. NASA-SP-8039[15]에서도 알루미늄 입자 함량이 증가하면 비추력 효율 (specific impulse efficiency) 이 떨어짐을 확인하였다.
- 또한 Al 함량이 10 wt% 까지는 이론 비추력 및 실제 비추력이 모두 상승하는 결과를 보였다. 이론 비추력 대비 실제 비추력의 효율을 계산하였을 때, 알루미 늄 함량이 2, 10 wt% 인 Al-2, Al-10을 적 용한로켓보조추진탄의 비추력 효율은 약 92.3%로 유사하였고 알루미늄 함량이 18 wt%인 Al-18의비추력 효율은 약 85.6%로 계산되었다. 알루미늄 입자는 고온/고압의 연소 환경에서 산화제와 반응하여 산화알루미늄(Al2O3) 입자가 되는데, 큰 산화알루미늄 입자는 연소가스의 배출 유동을 따르지 않고 노즐 축소부를 직접 타격한 후 축적되어 모터의 효율을 감소시키는 영향이 있다.
- Al 함량이 증가함에 따라 초기점도는 감소하였지만 점도 build-upe 증가하였고, 기계적 물성은 동일 바인더 시스템과 고체함량으로 인해 유사한 수준으로 나타났다. 지상연소시험에서는 Al 함량이 10 wt%까지는 모터의 성능이 증가하였으나, Al 18 wt%에서는 모터의 효율이 감소함을 확인하였다. 이는 연소속도 감소에 의한 것으로 판단되며 유사 연소속도가 구현된다면 모터효율은 Al-18。〕가장 높을 것으로 판단된다.
- 45 s 으로 나타났다. 최대 압력 및 추력은 Al-10 이 각각 18.6 MPa, 1395.2 lbf로 가장 높았으며, 총 역적 또한 1515.2 lbf-s로 가장 높았다. Al-2, Al-10 의 총역적은 유사한 수준으로 확인되었으며 압력은 Al-18이 16.
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