텅스텐과 텅스텐-하프늄카바이드에 대한 삭마 실험 및 삭마 모델 개발 연구

김평기,노성준,김규홍 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.4

텅스텐과 텅스텐-하프늄카바이드에 대한 삭마 실험을 수행하고 이를 바탕으로 삭마 모델을 개발하였다. 텅스텐의 삭마 특성을 파악하기 위하여 엔탈피에 대한 삭마 실험을 수행하였으며, 엔탈피 증가에 따라 삭마량이 증가하는 것을 확인하였다. 실험 결과를 이용하여 텅스텐의 산화 속도를 도출하였으며 이를 기반으로 텅스텐의 삭마 모델을 개발하였다. 또한 고온 삭마에 취약한 단점을 개선하기 위하여 텅스텐-하프늄카바이드를 제작하고 삭마 실험을 수행하였다. 실험 결과 하프늄카바이드의 함량이 증가함에 따라 내삭마성이 증가하는 것을 확인하였으며, 텅스텐과 하프늄카바이드 입자간의 결합은 물리적인 요인에 기인함을 확인하였다. 이와 같은 실험 결과를 바탕으로 순수 텅스텐 삭마 모델을 확장한 텅스텐 복합재 삭마 모델을 개발하였다. In order to investigate ablation characteristics of pure tungsten, ablation experiments were conducted. The experiments were done varying enthalpy and stagnation pressure, and it was seen that the amount of recession increases along with the variables. From the experiments, oxidation coefficient of tungsten was deduced with which tungsten ablation mode was established. In addition, W-HfC specimens were produced and ablation experiments were conducted using the specimen. It was seen that the ablation resistance increases with respect to HfC volume fraction and with the experimental results, ablation model for W-HfC was developed.

삭마 효과에 대한 CNT-페놀 나노복합재료의 미세구조 분석

왕작가 ( Zuo Jia Wang ),권동준 ( Dong Jun Kwon ),박종규 ( Jong Kyoo Park ),이우일 ( Woo Il Lee ),박종만 ( Joung Man Park ) 한국복합재료학회 2013 Composites research Vol.26 No.5

소량의 CNT 나노입자를 함유한 CNT-페놀 복합재료를 제조하여 삭마 효과를 확인하였다. CNT 함량을 0.1 wt%에서 0.3 wt%까지 증가시킴에 따른 인장, 압축 강도를 평가하고 삭마 저항성에 대한 차이를 분석하였다. 산소와 등유를 혼합하여 화염 발생시켜 재료의 삭마 효과를 평가하였다. FE-SEM을 이용하여 삭마 실험 이후 발생된 시편의 미세 구조 변화를 확인하였다. CNT 함유 정도에 따른 TGA 열분석을 시도하여 열적 안정성을 평가하였다. 0.3wt% CNT-페놀 복합재료가 일반 페놀 수지 및 0.1 wt% CNT-페놀 복합재료보다 삭마율이 낮았다. 삭마에 따른 재료 변화 메커니즘을 규명하기 위해 TGA 분석 결과와 FE-SEM을 이용한 미세 구조 결과를 분석하였다. 고열의 화염을 이용한 삭마 실험을 통해 시편 내부의 CNT 입자가 존재하는 미세구조를 확인할 수 있었다. 수지 내부에 균일하게 분산된 CNT 입자의 역할이 내삭마성을 증가시키는 결과를 확인하였다. Highly ablation resistant carbon nanotube (CNT)-phenolic composites were fabricated by the addition of low concentrations of CNT nanofiller. Tensile and compressive properties as well as ablative resistance were significantly improved by the addition of only 0.1 and 0.3 wt% of uniformly dispersed CNTs. An oxygen-keroseneflame torch and a field emission scanning electron microscope (FE-SEM) were used to evaluate the ablative properties and microstructures of these CNT-phenolic composites. Thermal gravimetric analysis (TGA) revealed that the ablation rate was lower for the 0.3 wt% CNT-phenolic composites than for neat phenolic or the composite with 0.1 wt% CNT. Ablative mechanisms for all three materials were investigated using this TGA in conjunction with microstructural studies using a FE-SEM. The microstructural studies revealed that CNT acted as an ablation resistant phase at high temperatures, and that the uniformity of dispersion of the CNT played an important role in this resistance to ablation.

표면 측정 시스템을 이용한 아크 가열 시편의 삭마 특성 분석

김남조,임소영,오필용,신의섭 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11

본 연구에서는 삼차원 표면 측정 시스템을 이용하여 고엔탈피 환경에서 삭마 재료의 특성을 측정하고 분석하였다. 고엔탈피 환경 모사를 위해 재료 3종에 대한 0.4MW 아크 가열 풍동 시험을 수행하였다. 표면 측정 시스템을 이용하여 시험 전후에 삭마 재료의 이미지 데이터를 획득하였다. 이미지 데이터를 통한 재료 각각의 표면 거칠기와 침식량을 정량적으로 산출하고 비교 및 분석하였다. 이를 통해 삭마특성이 우수한 재료를 선정하고 표면 측정 및 분석 절차를 확립하고자 하였다. In this study, A non-contact three-dimensional surface measuring system is used to measure and analyse ablation properties of materials exposed high enthalpy environments. The test of 0.4MW arc-heated wind tunnel is performed and surface images of ablative materials before and after arc-heated test are measured using surface measuring system. Surface roughness and recession of ablative materials are quantitatively compared and analysed to obtain three-dimensional surface data. Finally, one of the ablative materials is selected due to superiority of ablation characteristics and overall process of measurement and analysis is established.

미세 단층 영상을 이용한 삭마 복합재료의 전산 모델링 및 해석

천재희(Jae Hee Cheon),노경욱(Kyung Uk Roh),신의섭(Eui Sup Shin) 한국항공우주학회 2019 韓國航空宇宙學會誌 Vol.47 No.9

본 연구에서는 미세 단층 영상을 이용하여 삭마 복합재료의 전산 모델링 및 해석을 수행하였다. 탄소/페놀릭(carbon/phenolic) 복합재료의 삭마 실험은 0.4MW 아크 가열 풍동을 이용하여 수행하였다. 미세 단층 촬영기(Micro-CT)로 삭마 실험 전후의 복합재료 시편을 촬영하여 이진화된 단층영상을 생성하였다. 생성된 이진화 영상을 활용하여, 삭마 복합재료의 실제 미시 구조가 반영된 전산 모형을 개발하였다. 영상 기반 전산 모형은 시편 횡방향의 특정 영역의 영상을 적층하여 개발하였다. 전산 모형은 실험 전 시편 영상에서 1종, 실험 후 시편 영상에서 8종, 총 9종의 전산 모형을 개발하였다. 영상 기반 전산 모형을 통해 삭마에 의한 유효 물성을 예측하였으며, 기공도 증가에 따른 유효 물성 저하를 확인하였다. In this study, Image-based computational analysis using the developed models was performed to predict the degradation of effective properties by ablation. The ablation tests of carbon/phenolic composites were performed using a 0.4 MW arc-heated wind tunnel. The carbon/phenolic composite samples were scanned using the micro-computed tomography (Micro-CT) to analyze the ablation characteristics according to a duration time of the ablation test. By calibrating the scanned images, computational models were developed that reflect the actual microstructure of the ablation composites. Also, nine computational models that reflect the actual pore shape were developed using the created cross-sectional images. Image-based computational analysis using the developed models was performed to predict the degradation of effective properties by ablation and the decrease of effective properties was confirmed with increase of porosity.

하이브리드 로켓 노즐의 삭마 특성 평가

이다혜(Dahae Lee),강신재(Shinjae Kang),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11

하이브리드 로켓 엔진의 노즐 냉각은 삭마 냉각 방식을 사용할 수 있다. 삭마 냉각 방식은 노즐 내벽에 열-물리적 특성이 우수한 삭마성 내열 재료를 삽입하여 열을 흡수한다. 본 연구에서는 과산화수소를 산화제로 사용하는 250 N급 하이브리드 로켓 엔진에 삭마 노즐을 적용하고, 연소 실험을 통해 재료의 삭마 특성을 평가하였다. 삭마 노즐은 흑연과 탄소-탄소 복합재료로 제작되었다. 30초 연소 실험을 통해 각 재료의 평균 삭마율을 측정하였다. 실험 결과 흑연 노즐의 목 지름은 9.25 mm에서 최대 10 mm로 커졌으며, 탄소-탄소 노즐은 9.25 mm에서 최대 18.09 mm로 증가하였다. 또한, 삭마로 인한 노즐 목 면적 증가에 따른 연소실 압력, 산화제 질량 유량 등의 엔진 성능 변화를 관찰하였다. Hybrid rocket engine widely employ ablative cooling method for nozzle cooling. Ablative cooling is a method inserting material with excellent thermo-physical properties to protect rocket nozzle. In this study, ablation characteristics was evaluated by static firing test of 250 N hybrid rocket engine using hydrogen peroxide as an oxidizer. Ablative nozzles were fabricated of graphite and carbon-carbon composites with a throat diameter of 9.25 mm. The erosion rate was measured after static firing test for 30 s. As a result, the maximum diameter of the graphite and carbon-carbon increased to 10 mm and 18.09 mm respectively. Performance variations of engine, such as chamber pressure and oxidizer mass flow rate, were investigated depending on increased nozzle throat area by ablation.

하프늄카바이드 코팅을 통한 2종형상의 탄소/탄소복합재의 내삭마성 향상연구

강보람 ( Bo-ram Kang ),김호석 ( Ho-seok Kim ),오필용 ( Phil-yong Oh ),최성만 ( Seong-man Choi ) 한국복합재료학회 2020 Composites research Vol.33 No.4

본 연구에서는 기상화학반응공정을 이용하여 실리콘카바이드가 코팅된 2종형상의 탄소/탄소복합재 위에 진공플라즈마용사를이용하여 하프늄카바이드를 코팅하였다. 코팅 전/후 시편을 5.06 MW/m2의 열유속에서 120초동안 산화 및 삭마 실험을 진행하였다. 시험 전/후의 질량 변화량을 통해 질량삭마율을 계산하였고 캘리퍼스와 고속카메라를 이용하여 길이변화를 측정하여 길이삭마량을 계산하였다. 시편 단면의 FE-SEM 및 EDS 분석을 통해 산화 및 삭마거동을 관찰하였다. 플라즈마 풍동 시험결과 코팅된 시편이 무게감소 및 길이변화가 적어 내산화 및 내삭마성이 높은 것으로 판단되었다. 그러나 동일조건에서 시험한 반구형과 원통형의 산화 및 삭마정도는 상이하였고 원통형에서 더 높은 내산화 및 내삭마성을 가지는 것으로 평가되었다. In this study, HfC was coated on two types of carbon/carbon composites coated with SiC by vacuum plasma spraying(VPS). The experiment was performed using a plasma wind tunnel with heat flux of 5.06 MW/m2 for 120 s heat flux before and after the coating. The mass ablation rate was calculated through the mass change before and after the test, and the length change was measured by using calipers and high speed camera. The oxidation/ ablation behavior were observed by FE-SEM with EDS analysis of the specimens cross section. The plasma wind tunnel test results showed that the coated specimens had low weight loss and length change, and high oxidation/ ablation resistance. However, two types of the specimens tested under the same conditions were different in the ablation behavior and ablation rate, and it was evaluated that the cylindrical type had higher oxidation/ablation resistance.

텅스텐의 고온 삭마현상에 대한 수치해석

노성준(S.J. Noh),김규홍(K.H. Kim) 한국전산유체공학회 2012 한국전산유체공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5

This paper is about a numerical analysis of ablation at the surface of tungsten in high temperature flow. Tungsten has the highest melting point among metals, and its hardness and strength properties are outstanding when temperature is high above 2000K. For this reason, tungsten have been used widely in high temperature industries. However when it oxidized, tungsten lost its hardness and thermal resistance, and ablation phenomena occurs. To prevent these oxidation and ablation phenomena, we should know about chemical reaction speed of oxidation and probability function about how fast reaction occurs and what species would be produced by oxidation phenomena. In this study, we assumed reaction probability function and made a surface ablation model of tungsten in high temperature. And we performed numerical analysis about surface ablation along time with 2-D axisymmetric cylinder shape. And we compared numerical results with experimental results, and figured out the probability function around 3000K.

그라파이트 목삽입재의 삭마율에 미치는 영향 인자 연구

함희철(Heecheol Hahm),강윤구(Yoongoo Kang),서상규(Sangkyu Seo) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12

고체 로켓 추진기관의 노즐목 삽입재에 적용하는 그라파이트의 삭마율 특성을 분석하였다. 지상연소시험은 3종류의 일반적인 노즐형태를 갖는 추진기관을 사용하여 수행하였다. 즉, De-Laval 형태, 토출관 형태, 내삽 형태이다. 10종류의 서로 다른 형상의 추진기관에 다양한 추진제를 적용하였고, 노즐목 위치에 그라파이트를 적용하여 총 48회의 연소시험을 수행하였다. 분석결과 그라파이트의 삭마율은 연소실 평균압력이 상승함에 따라, 산화제 몰분율이 증가함에 따라 증가함을 알 수 있었다. 또한, 연소실 압력, 산화제 몰분율, 노즐목 크기의 3가지 영향인자를 고려한 노즐목 삭마율 관계식을 유도하였으며, 측정 결과와 비교하여 ± 0.10 mm/s 이내로 일치하였다. The ablation characteristics of graphite nozzle throat insert was analyzed for the use in solid rocket propulsion system. The propulsion system was composed of three types of conventional nozzles, such as De-Laval type, blast tube type, and submerged type. Various kinds of propellants were used in the ten kinds of propulsion system that had different shapes of each other. Total forty eight tests were performed. From the results of the analysis, it was found that the ablation rate was higher for the higher average chamber pressure and the higher oxidizer mole fraction. A useful correlation for nozzle throat ablation rate was developed in three terms of the chamber pressure, oxidizer mole fraction, and throat size. The calculated ablation rates from the correlation showed agreement within ± 0.10 mm/s of the experimentally determined values.

삭마 및 열분해 반응을 고려한 고체 추진기관의 열해석

김연철(Yun Chul Kim) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.5

고체추진기관의 연소 환경에서 복잡한 형상을 갖는 내열 복합재료의 온도, 밀도분포 및 삭마두께를 예측할 수 있는 방법을 개발하였다. 복합재료의 내부 열반응은 Arrhenius 모델을 이용하였으며, 표면 삭마반응은 Zvyagin 이론을 사용하였다. 표면 삭마에 의한 경계조건 및 격자 이동은 상용해석 코드에서 활용되는 Rezoning-remeshing 기법을 사용하였다. 형상이 복잡한 부품으로 이루어진 2차원 축대칭 노즐 조립체에 적용된 방법은 향후 3차원 FEM 열구조 해석에 활용을 목표로 발전될 것이다. A two-dimensional thermal response and ablation analysis code for predicting charring material ablation and shape change on solid rocket nozzle is presented. For closing the problem of thermal analysis, Arrhenius" equation and Zvyagin"s ablation model are used. The moving boundary problem are solved by remeshing-rezoning method. For simulation of complicated thermal protection systems, this method is integrated with a three-dimensional finite-element thermal and structure analysis code through continuity of temperature and heat flux.

고온 플라즈마 발생장치를 이용한 텅스텐의 삭마 실험 및 수치해석

노성준,변재윤,유진선,허진영,김규홍 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.4

텅스텐과 같은 내열금속 재료는 고온 환경에서도 뛰어난 기계적 성질로 인하여 다양한 항공우주 분야의 내열성이 요구되는 분야에 사용되고 있으나, 공기중에서 산화 및 삭마에 취약하다는 단점이 있다. 이러한 단점을 개선하기 위한 기초연구로 텅스텐의 삭마/산화 거동을 알아보기 위해 플라즈마 발생장치를 이용하여 텅스텐 시편에 대한 삭마 실험을 수행하였으며, 텅스텐의 산화/삭마 속도 데이터를 확보하였다. 이를 수치적인 모델링을 통한 전산해석 결과와 비교하였으며, 수치적 모델링에 사용된 텅스텐의 산화반응속도 함수를 추론하였다. Recently, a high-wing aircraft is considered as one of the options to install high bypass ratio engines which improve fuel consumption of engines dramatically. However, when the wing is installed over the fuselage, there is possibility of the aerodynamic performance tends drop due to the interference effect between wing and fuselage. In order to prevent it, a fairing is required at the wing-fuselage junction. The purpose of this study is to optimize the wing and fairing configuration for high-wing aircraft to improve aerodynamic performance by using computational fluid dynamics simulation and optimization methods. As a result of the optimization, the optimized configuration achieved L/D of 19.75 with the reduction of shock wave. The optimized configuration suggests the wing performance is still important, although the fairing has certain influence.