RDX 입도에 따른 NEPE계 추진제 특성 연구

장명욱(Myungwook Jang),김태규(Taekyu Kim),한해지(Haeji Han),윤재호(Jaeho Yun),손현일(Hyunil Son) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5

고체 추진기관의 불량 발생 요인 중 가장 큰 부분을 차지하고 있는 추진제 기공 및 크랙은 추진제의 점도와 물성이 큰 영향을 미친다. 본 연구는 혼합형 고체 추진제의 한 종류인 나이트레이트 폴리이서(Nitrate Ester Polyester; NEPE)계열의 추진제에서 주로 사용되는 RDX의 입도 및 혼합 함량에 따른 추진제 점도, 기계적 물성 및 연소특성 변화를 관찰하였다. RDX 입도와 혼합 함량에 따라 미경화 추진제의 경시적 점도가 크게 변화가 되었으며, 이에 따른 추진제 물성 또한 변화가 있었다. 추진제의 낮은 점도와 안정된 기계적 물성을 동시에 고려할 때, RDX의 입도 및 혼합 함량은 NEPE계 추진제의 주요 인자로 확인할 수 있다. The propellant tile and crack which account for the greatest proportion of solid rockets are profoundly affected by viscosity and mechanical properties of solid propellant. In this paper solid propellant with nitrate ester polyester(NEPE) system has been researched for the viscosity, mechanical properties and burning properties with size and mixing ratio of RDX. the viscosity of propellant was changed significantly depending on the size of RDX and mixing ratio, and mechanical properties of NEPE system propellant were also varied. Considering both lower viscosity and stable mechanical properties, the optimum size and mixing ratio of RDX can be identified as the main factors to the NEPE system propellant.

Hydroxyl-Terminated Polybutadiene 복합형 고체 추진제의 열노화에 따른 파괴 특성의 변화

박현수(Hyun Soo Park),김일현(Il-hyun Kim),최병호(Byoung-Ho Choi) 대한기계학회 2018 大韓機械學會論文集A Vol.42 No.5

HTPB(Hydroxyl-terminated polybutadiene)는 대표적인 복합형 고체 추진제로 쓰이고 있으며 본 연구에서는 복합형 고체 추진제의 노화에 대한 기계적 물성과 파괴 인성의 변화를 보기 위해 신재 시편과 상온(20℃)과 고온(50℃)에서 각각 170일, 160일간 저장되었던 시편들을 이용하여 JANNAF(Joint Army Navy NASA Air Force)규격 인장 실험과 EWF(Essential Work of Fracture) 실험을 수행하였다. EWF 실험을 통해 열노화에 따른 평면 응력 상태에서의 파괴 인성과 균열 진전 저항성의 변화를 파악할 수 있었으며 인장 실험을 통해서 열노화에 따른 기본적인 기계물성의 변화 또한 고찰하였다. 본 연구를 통해 고체추진제가 장기간 저장이 됨에 따라 기계 및 파괴 물성의 저하가 일어날 수 있음을 확인하였으며 특히 이는 고체 추진제의 장기 저장 시 발생되는 열노화에 의해서 안정성과 신뢰성 등에 큰 영향을 미칠 수 있음을 확인하였다. This study was conducted to investigate the variation of the fracture toughness of hydroxyl-terminated polybutadiene (HTPB) solid propellant. Joint Army Navy NASA Air Force standard tensile tests and essential work of fracture (EWF) tests were carried out using test specimens stored at 20℃and 50℃. In this study, the EWF test results demonstrated that the fracture toughness and crack propagation resistance under plane stress state could be varied due to thermal degradation. The change in key mechanical properties caused by thermal degradation was also examined by the tensile test. The mechanical and fracture properties of the HTPB solid propellant decreased depending on the storage period of the solid propellant. The stability and reliability of the solid propellant were greatly affected by thermal degradation; thus, it is important to monitor the degree of thermal degradation of HTPB solid propellant to ensure proper performance.

고밀도 지르코늄(Zr) 금속연료 조성의 추진제를 이용한 무노즐 부스터 성능 연구

길태옥,정은희,이기연,류태하 한국추진공학회 2018 한국추진공학회지 Vol.22 No.2

This study was carried out to improve the performance characteristics of nozzleless boosters that are used in ramjet boosters. A propellant using Zr as the metal fuel was developed, which provided a higher density than the propellant using Al as the metal fuel. The developed propellant was cast using the nozzleless booster and a ground test was carried out by varying the length-to-diameter ratio (L/D ratio) of the propellant. From a comparison between the performance characteristics of propellants using Zr and Al, it was proved that the performance of the propellant using Zr is higher than that of propellant using Al, except for the specific impulse, under all tested conditions. As the length-to-diameter ratio was increased, the specific impulse of the propellant using Zr was decreased by 88% compared with that of the propellant with Al. However, because of the density difference between the propellants, the impulse density of the propellant with Zr was higher than that of the propellant with Al under all tested conditions. 무노즐 부스터의 성능을 향상시키기 위한 연구를 수행하였다. 알루미늄 금속연료와 비교하여 고 밀도를 갖는 지르코늄을 사용한 고밀도 추진제를 개발하였고, 이 추진제를 이용하여 세장비에 따른 성능 특성을 알아보았다. 알루미늄 조성의 추진제 성능과 비교하여 모든 세장비에서 지르코늄 조성의 추진제가 비추력을 제외하고 높게 나타났다. 지르코늄 조성의 추진제의 비추력은 세장비가 증가함에 따라 시험조건 내에서 알루미늄 조성의 추진제와 비교하여 88%까지 감소하였다. 그러나, 추진제의 밀도차이로 인하여 모든 세장비에서 알루미늄 조성의 추진제보다 지르코늄 조성의 추진제가 높게 나타났다.

급감압에 의한 AP/HTPB 복합고체추진제의 소화 특성

김대유,윤지상,이국진,윤웅섭 한국추진공학회 2019 한국추진공학회지 Vol.23 No.2

신속하게 감압되는 환경에 노출되면 연소중인 고체추진제는 소화가 일어난다. 연소되는 중인 고체추진제를 소화하는데 필요한 압력 감소율인 임계감압률을 찾는 실험이 진행되었다. 이를 위해 감압 시점, 감압 속도, 초기 압력, 최종 압력을 조절할 수 있는 감압연소기를 설계 및 제작하였다. 이 실험의 결과는 특정 AP/HTPB 복합고체추진제 조성에서 소화와 비소화 사이의 경계를 결정하는데 사용되었다. 실험 결과 초기 압력과 최종 압력이 소화를 위한 임계감압률에 큰 영향을 미치는 것으로 나타났다. Exposure to a rapidly depressurized environment causes extinction of a burning solid propellant. Experiments have been conducted to determine the rate of depressurization required to extinguish a burning solid propellant. For this purpose, a depressurization combustor was designed and fabricated. The results of this experiment were used to determine the boundary between extinction and non-extinction of AP/HTPB solid propellants under different propellant compositions. Experimental results show that the initial and final pressures have a considerable effect on the critical depressurization rate.

고체 추진기관 선진국 기술 동향에 관한 연구

김형원(Hyung-Won Kim),박종승(Chong-Seung Park) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11

최근에 인공위성을 궤도에 올리는데 막대한 비용이 들어가므로, 소형이면서 좀 더 신뢰도가 높은 인공위성이 요구되어 왔다. 추진제의 새로운 바인더(HTPB, GAP)와 산화재(CL20, ADN)의 발명은 로켓의 추력을 다양하게 하는데 많은 기여를 했다. 제조 공정을 획기적으로 변화시키는 낮은 온도에서 녹는 열가소성 추진제는 비용을 상당히 절감시켰다. 인공위성을 궤도에 정확하게 안착시키는데 어려움이 있었던 고체 연료 로켓은 액체추진제를 사용하는 PBS를 상단에 추가 설치함으로 정확도를 증진시켰다. 이 논문에서 또한 선진화된 노즐재료와 연소관에 대해서도 방향을 제시한다. Recently, due to the enormous cost for sending a satellite into an orbit, small and more reliable satellites have been more demanded. An introduction of new binders(HTPB, GAP) and new oxidizers made great improvements of the large thrust modulation. In order to make cost reduction, one prefers to the low melting temperature thermoplastic propellant reforming the manufacturing process dramatically. Solid propellant rockets have been had a problem of the injection accuracy into orbit, but PBS(Post Boost Stage) using a liquid mono-propellant improves the injection accuracy. This paper also gives the direction of the advanced nozzle materials and the motor case.

고체추진제의 연소속도 증진기술

김준형(Junhyung Kim),임유진(Yoojin Yim),김인철(Inchul Kim),박영철(Youngchul Park),서태석(Taeseok Seo),정정용(Jungjung Yong),유지창(Jichang Yoo) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.5

본 연구에서는 고연소속도 고체추진제 개발을 위한 현재의 기술들과 연구동향을 분석하였고, 연소 속도 조절제에 대한 추진제 적용 및 연소 특성에 대해 검토하였다. 또한 연소속도 조절제로 bis(ethylenediamine)copper perchlorate(BECP)를 제조하였고 이의 연소특성이 Butacene/AP 추진제에서 평가되었다. 결과적으로, Butacene과 AP로 구성된 고연소속도 고체 추진제에서 금속배위화합물인 BECP는 고체추진제의 연소속도를 크게 증진시켰다. In this study, the current researches and the developing trend of the high burning rate solid propellants were briefly introduced and the effects of burning rate modifiers in the propellants on the combustion properties were reviewed. At the same time, bis(ethylenediamine)copper perchlorate(BECP) has been prepared as a burning rate modifier, and the burning characteristics were investigated in Butacene/AP propellants. The results showed that the metal complex, BECP, can increase remarkably the burning rate of high burning rate Butacene/AP propellants.

고체 추진제의 연소속도 증진 방안 연구

이선영(Sunyoung Lee),홍명표(Myungpyo Hong),이형진(Hyoungjin Lee) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5

본 연구에서는, 고연소속도 고체 추진제 개발을 위하여 금속연료인 Al 과 Zr이 도입된 HTPB/AP계 추진제의 연소특성에 대한 연구를 수행하였다. 고체 추진제의 연소특성은 연소속도와 압력지수로서 평가하였으며 연소속도 증진을 위한 연소촉매제로서 Butacene을 적용하여 추진제를 제조하였다. Al과 Zr이 도입된 추진제가 성능 및 연소 특성이 향상되었음을 보였다. In this study, we carried out the study on the combustion characteristics of HTPB/AP propellants with Al and Zr as fuel metal in order to develop the solid propellant with high burning rate. The major combustion characteristics of propellant were investigated as measuring of the burning rate and pressure exponent, and the HTPB/AP solid propellants were prepared with introducing Butacene as burning rate catalyst for the enhancement of burning rate. The propellant with Al and Zr was demonstrated the improvement of propellant performance and combustion characteristic.

점탄성을 고려한 고체추진제의 파괴인성 평가

하재석(Jaeseok Ha),김재훈(Jaehoon Kim),정규동(Gyoodong Jung),박재범(Jaebeom Park),양호영(Hoyoung Yang),서보휘(Bohwi Seo) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11

고체추진제 내부의 균열은 연소면적을 증가시키기 때문에 과연소를 발생시키며 로켓의 기능을 상실하거나 파손되는 문제로 이어질 수 있다. 따라서 고체추진제의 설계에서 균열진전에 대한 저항력인 파괴인성의 평가가 요구된다. 하지만 고체추진제의 특성상 복잡하고 심한 비선형 거동을 나타내기 때문에 파괴인성을 측정하는 데에는 많은 어려움이 있다. 본 연구에서는 고체추진제를 선형점탄성 재료로 가정하여 파괴인성을 평가하였다. CCT(Center-cracked Tension) 시험편을 이용한 파괴인성시험을 수행하였으며 점탄성재료에서 나타나는 응력완화현상을 이용한 가상탄성변위를 계산하여 ASTM E399 규격을 통해 파괴인성을 평가하였다. 또한 파괴인성에 대한 시험온도, 시험속도의 영향에 대한 결과를 고찰하였다. Increased burning area generated by cracks in a solid propellant can lead to excessive burning and failure and severe engine failure. Therefore, it is necessary to evaluate fracture toughness of solid propellants. However, it is very difficult to measure fracture toughness of solid propellants because of the nonlinear mechanical behavior. In this study, fracture toughness evaluation of a solid propellant was conducted assuming that the solid propellant is the linear viscoelastic material. Actual displacements from fracture toughness tests using CCT specimens were converted into pseudo-elastic displacements by using stress relaxation characteristics. Also, effects of test temperature and speed on the fracture toughness were considered.

고체추진제 형상에 따른 강내탄도의 특성 연구

장진성(Jinsung Jang),성형건(Hyunggun Sung),김인주(Injoo Kim),노태성(Taeseong Roh),최동환(Dongwhan Choi) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11

강내탄도 전산해석 코드를 이용하여 고체 추진제 형상에 따른 강내탄도 성능을 예측해 보았다. 기존의 연구에서는 볼형의 추진제만을 다룬데 반해 이번 연구에서는 추가적으로 실린더형과 단공형의 추진제를 다루었다. 각 추진제의 형상에 따라 비표면적이 달라지고 이로 인해 강내탄도의 성능변화가 나타남을 확인했다. Using the numerical code for the interior ballistics, the performance of the interior ballistics with the characteristic of the configuration of the solid propellant has been investigated. In existing research, only ball type solid propellant is considered but at this research, cylinder and single slot type solid propellants are considered. Definite the change of performance of the interior ballistics according to specific surface area.

AP추진제의 연소면 형성 및 전파 모델링 연구

정태용(Taeyong Jung),도영대(Young-Dae Doh),유지창(Ji-Chang Yoo),여재익(Jai-ick Yoh) 한국항공우주학회 2010 韓國航空宇宙學會誌 Vol.38 No.4

고체추진제의 연소가 진행될 때, 고체상에서 액체상으로, 액체상에서 기체상으로의 상변화가 일어난다. 이 때 추진제 표면에서는 액체상, 기체상이 동시에 존재하게 된다. 액체상과 기체상의 중간에서는 액체상과 기체상의 혼합으로 인하여 거품이 형성되는데, 이 구간을 용융층(Melt Layer)이라고 한다. 용융층의 윗부분, 즉 액체상과 기체상 사이에는 연소면(Burning Surface)이 존재한다. 일반적으로 고체추진제가 연소될 때 생성되는 용융층의 두께는 1기압에서 약 1마이크론 정도이다. 본 연구에서는 물리적인 상변화 현상을 상방정식을 이용하여 액체에서 기체로의 상변화 현상을 모사하였다. 이를 통하여 연소면의 두께, 형성과 전파를 모사하였다. In the solid rocket propellant combustion, the dynamic phase change from solid to liquid to vapor occurs across the melt layer. During the surface burning, liquid and gas phases are mixed in the intermediate zone between the propellant and the flame to form micro scale bubbles. The known thickness of the melt layer is approximately 1 micron at 10? Pa. In this paper, we present a model of the melt layer structure and the dynamic motion of the melt front derived from the classical phase field theory. The model results show that the melt layer grows and propagates uniformly according to exp(-1/Ts) with Ts being the propellant surface temperature.