혼합형 고체 추진제의 수명평가 시험에 관한 고찰

송현재(Hyeonjae Song),홍성파(Sungpa Hong),박종완(Jongwan Park) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11

혼합형 고체 추진제(이하 추진제)는 점탄성 특성이 있어 시간이 경과됨에 따라 노화가 진행된다. 추진제 노화로 인해 추진제의 균열 및 접착면 분리가 발생할 수 있다. 이러한 이유로 추진제 수명평가가 필요하며 응력 완화 시험, 인장시험, 내구성 시험, 접착력 시험, 가속 노화 시험이 요구된다. 본 논문에서는 각 시험의 특성에 대하여 기술하였으며 실제 시험한 데이터를 바탕으로 그 결과를 분석하였다. As composite solid propellant have the viscoelasticity characteristics, propellant aging has proceed over time. Propellant aging can cause crack and separation of propellant. so it is required to evaluate the propellant"s service life and conducted many kinds of tests, such as stress relaxation test, uniaxial tensile test, endurance test, uniaxial cubic test and acceleration aging test. In this paper, characteristics of each test were explained, and the results of tests were analyzed on the basis of actual data.

혼합형 고체 추진제 온⋅습도 노화 특성

이경주 한국추진공학회 2005 한국추진공학회지 Vol.9 No.3

We have analyzed the temperature and humidity aging test results of a composite solid propellant. The temperature aging test was performed to evaluate the storage life of a propellant, while the humidity aging test could provide the hygroscopicity of Ammonium Perchlorate (AP) exposed to relative humidity (RH) 10, 30, 50% environment. A specimen was used in the temperature test, and a block of propellant from the actual motor was used in the humidity test. We report that the 4-month storing at 60 degree is equivalent to the 10-year 60 degree condition. The composite solid propellant with HTPB binder showed signs of hardening with time lapse but the effect of humidity up to RH 50% was not noticeable. 혼합형 고체 추진제의 온도 및 습도 가속노화 시험을 수행하여, 그 결과를 분석하였다. 수명 평가를 위해서 온도 가속 노화 시험을 수행하였고, 산화제인 AP의 흡습성에 의해 추진제가 연화되는 특성을 분석하기 위해 상대습도 10, 30, 50%에서 습도 노화 시험을 수행하였다. 온도 가속 노화 시험은 시편을 제작하여 시험 하였고, 습도 시험은 실제 모터와 유사한 추진제 블록을 만들어 시험 하였다. 온도 가속 노화 결과 60℃에서 4개월 저장 결과가 20℃에서 10년 저장한 결과로 예측되었다. HTPB 바인더를 사용한 혼합형 고체 추진제는 시간에 따라 경화되는 경향을 나타내었으며, 상대 습도 50%까지는 습기의 영향이 크게 나타나지 않았다.

대기압 이하에서 고체 추진제의 점화 특성 향상 연구

김인철,류백능,정정용 한국추진공학회 2006 한국추진공학회지 Vol.10 No.3

Several propellants were investigated experimentally for ignition characteristics in subatmospheric pressure. The threshold ignition pressure was 4 psia for HTPB/AP composite propellant. The partial replacement of AP in HTPB/AP propellant by 5~15% of HMX, HNIW showed that the improvements in ignition delay was over 50% and the threshold pressure was below 0.4 psia. This appears to be due to the characteristics of HMX and HNIW exothermic dissociated at the temperature(~220℃) lower than that of AP. The ignition substance B/KNO3 was coated thinly on the propellant surface for better ignition performance. As a result, ignition delay time of 15% was improved. NC is applied to B/KNO3 ignition substance as a secondary binder and NC-B/KNO3 suspension solution is coated to the propellant surface. HTPB/AP 혼합형 추진제(A형)와 니트라민계 산화제가 소량 함유된 추진제의 진공 점화 특성을 고찰하였다. 추진제의 임계 점화 압력은 4 psia로 판단되었고, AP의 일부를 HMX와 HNIW로 5~15% 치환한 니트라민계 혼합형 추진제(B형)에서 임계 압력은 0.4 psia, 점화지연시간은 50% 이상 향상되었다. 이는 HMX나 HNIW가 AP에 비해 낮은 온도(~220℃)에서 발열 분해되는 특성에 기인되는 것으로 보인다. 점화도움물질인 B/KNO3를 추진제 표면에 코팅한 결과, 15% 정도 점화성이 개선되었다. B/KNO3에 2차 결합제로 NC를 소량 사용하고, 이를 추진제 그레인의 점화도움물질로 적용하였다.

고체 추진제의 기계물성 최적화 연구

최용규(Yongkyu Choi),류태하(Taeha Ryu),김낙현(Nakhyun Kim),김정은(Jeongeun Kim) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12

HTPB/AP/AL 계열의 혼합형 열경화 추진제를 적용한 로켓 연구개발에 있어서의 추진제 기계물성규격을 정하는 일련의 과정을 고찰하고, 공정지수를 통하여 추진제 제조에서의 공정관리를 분석하였다. 이를 근간으로 기계물성간의 종속성을 분석하고 최적화 물성을 제시함으로서 불량률을 제거하는 공정안전도 향상뿐만 아니라 추진제 그레인의 구조적 안전도 상승에도 기여할 것이다. The limit values of mechanical properties(MPs) of HTPB/AP/AL Solid Propellant was reviewed according to folloing the rocket motor development procedures and the in-process values of MPs were analyzed by the tool of Process Capability Index. Based on finding the dependency among MPs, the optimization is proposed for reducing the properties defects and for improving the rocket grain safeties.

혼합형 고체추진제의 RAP(Rocket Assisted Projectile) 적용연구

김경무(Kyung-Moo Kim),조준현(Joon-Hyun Cho),정덕진(Deok-Jin Jeong) 한국항공우주학회 2010 韓國航空宇宙學會誌 Vol.38 No.11

120 ㎜ 박격포탄 중 RAP탄에 사용된 혼합형 고체로켓추진제의 조성 및 탄 형상을 설계하여 탄에 적용된 추진기관의 성능을 분석하고, 해당 성능에 관련하여 외탄도 성능을 비교함으로서 일련의 탄 성능 개량의 절차와 과정을 수행하였다. 혼합형 추진제의 기본적인 특성을 위해, 성능해석과 더불어 추진기관의 지상연소시험을 수행하여 분석하고, 탄의 발사시험으로 기존 탄에 비해 70% 사거리 연장에 대한 성능을 얻을 수 있었다. The technical procedure of an enhancement of a 120 ㎜ rocket assisted projectile has here addressed by analyzing the ballistic performance with several the solid rocket propellants and shell designs. The performance was evaluated by aero-ballistic analyses and static ground tests of the rocket motor. Consequently, firing tests showed that one of tested models gave about 70% of extended range compared with conventional projectiles.

고체 추진제 장시간 물성거동 반응 연구

류태하(Taeha Ryu),최용규(Yongkyu Choi),길태옥(Taeock Khil),김낙현(Nakhyun Kim) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11

고체 추진기관이 노즐마개에 의해 외기와의 교환이 완벽히 차단된다면, 구조적 안정성은 제작초기 조건인 내부조성간의 잔류반응(Post Cure, Migration etc.), 그리고 자유공간 내의 산소(Anti-Oxydent)와 습기(제습제)와의 반응에 종속된다. 이로부터 발생하는 혼합형 고체추진제의 기계적 특성은 매우 복잡하며, 추진기관은 발사직전까지 일교차/년교차의 끊임없는 열하중을 받게 된다. 본 연구에서는 고체 추진기관의 제조공정인 성형오븐에서 출고후 저장안정화까지의 거동을 고체추진제의 열유변학적 단순특성을 적용하여 신속하게 산출할 수 있는 방법을 제시하였다. 이를 위해 온도제어 가능한 Endurance Test 장치를 고안 제작하였으며, 추가적으로 점진적 응력 & 변형율 증가에 따른 비선형 특성도 검토한다. Structural integrity of solid rocket depends on the residual reactions between constituents of its composition(Post Cure, Migration etc.), and the oxygen in the free volume(Anti-Oxydent) and humidity (desiccant) under the perfect sealed condition. with the subject to the reaction. Mechanical Properties of Composite Solid Propellant arising from those factors are very complex. Moreover the propulsion are faced with thermal loads from diurnal & seasonal cycle till firing. In this study, the fast evaluation method of long term mechanical properties is suggested based on Thermo-Rheological Simplicity from curing oven to cool-down stage in view point of thermal stabilization. For this subject, endurance tester having temperature control capability are devised. From the results from incremental load and strain, non-linear characteristics are discussed.

HTPB/AP계열의 고체 추진제의 Step 경화 방법을 통한 경화일(기간) 단축

김가희(Kahee Kim),박정호(Jung-Ho Park),최성한(Sunghan Choi) 한국추진공학회 2020 한국추진공학회지 Vol.24 No.6

In this paper, step-curing, which includes the change of curing temperature on the curing process, was applied to reduce curing day of HTPB/AP based propellant. This study targets the improvement of productivity of HTPB/AP based solid rocket motor. Comparison of mechanical properties of propellant resulted in the change of normal curing condition (60℃, 5 days) to step-curing condition (60℃, 1 day / 65℃, 3 days). Post-cure test was conducted to determine the impact on the shelf life of the solid rocket motor. The aging characteristics of propellants were analyzed by measuring mechanical properties and thermal expansion factor. To step-cured propellant, accelerated aging test was performed for 12 weeks, followed by tensile test. Sm(bar) and Em(%) were higher than 8 bar and 40% each, showing excellent mechanical properties.

HTPB 계열 추진제의 알루미늄 함량에 따른 충격감도 및 마찰감도 연구

김가희(Kahee Kim),박정호(Jung-Ho Park) 한국추진공학회 2021 한국추진공학회지 Vol.25 No.6

In this paper, we examined the ignition possibility of the propellant depending on its non-uniform composition of aluminum. Impact and friction sensitivity was investigated by arbitrarily changing the aluminum content in the range of 14~20% to simulate the non-uniform distribution of aluminum in the propellant. As a result of measuring the impact sensitivity, the 50% ignition energy and minimum ignition energy have values around 50 J regardless of the aluminum content. This means that the propellant does not become sensitive to impact even if the aluminum content is increased. On the other hand, the friction sensitivity result shows that as the aluminum content increases, the 50% ignition force and minimum ignition forces were decreased, and thus the propellant becomes sensitive. “Hot Spot” model of propellant ignition is applied, the space inside the propellant is momentarily compressed and ignited by friction stimuli rather than by impact stimuli.

HTPB 계열 추진제의 알루미늄 함량에 따른 충격감도 및 마찰감도 연구

김가희(Kahee Kim),박성준(Sungjun Park),박정호(Jung-Ho Park) 한국추진공학회 2020 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2020 No.11

본 논문에서는 추진기관에 충전된 추진제의 알루미늄의 조성 불균일에 따른 과산화암모늄(AP)과의 점화 가능성을 확인하고자 하였다. 알루미늄의 불균일한 분포가 따라 추진제의 민감도에 영향을 미친다고 가정하였고, 추진제 내부의 알루미늄의 불균일한 분포를 모사하기 위해 알루미늄 함량을 14~20%까지 임의로 변경하여 충격감도, 마찰감도 시험을 수행하였다. 충격감도를 측정한 결과 50% 기폭 에너지 및 최소 기폭 에너지는 알루미늄 함량과 무관하게 50 J 부근의 값을 가진다. 이는 알루미늄 함량이 증가하여도 충격 자극에 추진제가 민감해지지 않는다는 것을 의미한다. 반면에 마찰감도 결과에서는 알루미늄 함량이 증가할수록 50% 기폭힘과 최소 기폭힘이 감소하여 추진제가 민감해지는 것을 알 수 있었다. 이는 추진제 발화 시의 “Hot Spot” 모델을 적용했을 때, 충격 자극보다 마찰 자극에 의해 추진제 내부의 공간이 순간적으로 압축이 되어 발화가 되는 것으로 추정된다. In this paper, we wanted to confirm the possibility of ignition with ammonium peroxide (AP) due to the imbalance in the composition of aluminum in propellant charged to propulsion system. It was assumed that the uneven distribution of aluminium affected the sensitivity of propellant along with it, and to simulate the uneven distribution of aluminium inside the propellant, the aluminum content was arbitrarily changed to 14-20% to conduct the impact and friction tests. As a result of measuring the impact sensitivity, 50% and minimum ignition energy have values around 50 J regardless of the aluminium content. This means that the propellant does not become sensitive to impact even if the aluminium content is increased. Friction sensitivity results show that as the aluminium content increases, the 50% and minimum ignition forces decrease, making the propellant sensitive. It is estimated that when the "hot spot" model of propellant ignition is applied, the space inside the propellant is momentarily compressed and ignited by friction stimuli rather than by impact stimuli.

DSC를 이용한 HTPB/AP계 추진제의 경화 반응열에 대한 고찰

정현호(Hyun-Ho Jung),박주현(Juhyeon Park),주형욱(Hyeonguk Joo),권태수(Taesoo Kwon) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.11