HPTB 추진제를 적용한 금속재 추진기관의 둔감시험평가

유지창(Jichang Yoo),김창기(Changkee Kim),이도형(Dohyung Lee),민병선(Byungsun Min),최성한(Sunghan Choi),최재서(Jaesuo Choi) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11

추진기관의 둔감화에 대한 연구를 통하여 추진기관에 대한 둔감시험평가 기법은 정립하였으나 국내의 추진기관에 대한 둔감시험 데이터베이스는 절대적으로 부족한 실정이다. 따라서 본 연구에서는 개정된 추진기관 둔감시험방법인 NATO의 STANAG 시험방법에 근거하여 국내 최초로 금속재 추진기관의 탄자충격, 파편충격 및 금속가열시험을 실시하였으며 음압과 파편의 무게, 비산 거리 및 영상 데이터을 분석하여 각 둔감시험별 반응등급을 판정하였다. 향 후 본 시험 데이터가 국내의 둔감 추진기관 개발을 위한 기초 데이터로 활용될 수 있을 것이다. Insensitive Munitions(IM) test methods have been established, but there are few database for IM tests for rocket motors in our country. In this study IM tests for steel rocket motors such as bullet impact test, fragment impact test and fast cook-off test were executed according to North Atlantic Treaty Organization(NATO) Standard Agreement(STANAG). Reaction level was judged by analyzing sound pressure, fragment weight, fragment throw and video data. These IM tests will be used as basic data for the development of our domestic IM rocket motors.

HTPE 둔감추진제 완속가열 시험평가

유지창(Jichang Yoo),이도형(Dohyung Lee),김창기(Changkee Kim),정정용(Jungyoung Jung),김준형(Junhyung Kim),서태석(TaeSeok Seo) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.5

본 연구에서는 Hydroxy Terminated Polyether(HTPE) 추진제 원료와 HTPE 둔감 추진제 조성 2종에 대하여 DSC와 TGA를 사용하여 열분해 특성을 고찰하였고, Extermely Insensitive Detonating Substance(EIDS) 완속가열 시험을 수행하여 반응 시간과 반응 온도를 측정하였다. AN이 포함된 HTPE 002는 약 125℃에서 AN의 상전이과정(Ⅱ→Ⅰ)을 거친 후, 약 200℃범위까지 BuNENA와 AN이 함께 발열특성을 가지고 분해됨을 알 수 있었다.. EIDS 완속가열 시험을 수행한 결과 HTPE 001은 250℃, HTPE 002는 152℃ 부근에서 반응이 있어났으며, 두 추진제 모두 115℃부근에서 급격한 온도 상승이 일어났다. This study was investigated to know the thermal decomposition and measure the reaction time and temperature by EIDS cook-off test for the propellant ingredients and 2 kinds of HTPE propellants. The thermal analysis of the propellant ingredients used in this study showed that the thermal stability of these materials decreases in the following order : AP > HTPE > AN > BuNENA. In addition, propellant HTPE 002 containing AN showed that an endothermic process at around 125℃ corresponding to the solid`solid phase change(Ⅱ→Ⅰ) of AN was followed by the exothermic process due to decomposition of BuNENA/AN until 200℃. HTPE 001 and HTPE 001 reacted at around 250℃ and 152℃ each other, and the temperature of them sharply increased at 115℃ from EIDS slow cook-off tests.

HTPE 둔감 추진제의 열특성

유지창(Jichang Yoo),김준형(Junhyung Kim),김창기(Changkee Kim),서태석(TaeSeok Seo) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11

본 연구에서는 HTPE 추진제 원료 및 HTPE 둔감 추진제 조성 2종에 대하여 DSC와 TGA를 사용하여 열분해 특성을 고찰하였다. AN이 포함된 HTPE 002는 약 125℃에서 AN의 상전이 과정(Ⅱ→Ⅰ)을 거친 후, 약 200℃범위까지 BuNENA와 AN이 함께 발열특성을 가지고 분해됨을 알 수 있었다. 추진제 HTPE 001과 HTPE 002의 열폭발에 대한 임계온도, Tc,를 Semenov의 열폭발 이론과 몇가지 가열속도에서 측정된 비등온 곡선으로부터 계산되었고, 임계온도 계산에 사용된 열분해에 대한 활성화 에너지는 Kissinger방법으로 측정하였다. This study was investigated to know the thermal decomposition for the propellant ingredients and 2 kinds of HTPE propellants. The thermal analysis of the propellant ingredients used in this study showed that the thermal stability of these materials decreases in the following order : AP > HTPE > AN > BuNENA. In addition, propellant HTPE 002 containing AN showed that an endothermic process at around 125℃ corresponding to the solid-solid phase change(Ⅱ→Ⅰ) of AN was followed by the exothermic process due to decomposition of BuNENA/AN until 200℃. The critical temperature, Tc, of thermal explosion for the propellants HTPE 001 and HTPE 002, were obtained from the non-isothermal curves at various heating rates, by using Semenov"s thermal explosion theory. Kissinger"s method was employed to obtain the activation energy of the thermal decomposition, and it was used to calculate the Tc.

고체추진기관 둔감화 기술 개발동향

유지창(Jichang Yoo),김창기(Changkee Kim),황갑성(Kabsung Hwang) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.5

예기치 않은 외적인 자극에 의한 사고를 막기 위하여 에너지 물질을 함유한 전술 유도무기의 위험성을 감소시킬 필요성이 증대되어, 유도무기 둔감화에 대한 연구가 미국과 나토에서 1980년대 후반부터 활발히 시작되었다. 로켓모터의 둔감성능을 향상시키기 위해서는 추진제를 비롯하여 로켓모터의 모든 부품들이 적절한 조합으로 각각의 특성을 살려 둔감성능 향상에 도움이 되도록 설계되어야 하며 각각의 부품이 어떤 역할을 하는지 이해하여야 한다. 고체 추진기관 둔감화에 필요한 중요한 역할을 하는 구성 요소는 추진제, 연소관, 점화기 및 완화장치 등이 있다. U. S. and NATO allies have recently increased their emphasis on reducing the hazards of tactical munitions that contain energetic materials and actively started many investigations on Insensitive munitions(IM) of missile propulsion. All subcomponents of rocket motor should be properly designed and understood to increase IM properties. Insensitive propellant, motor case, ignitor and mitigation devices are important components of IM technologies of rocket motors.

고체추진기관 둔감화 개발동향

유지창(Jichang Yoo),김창기(Changkee Kim),민병선(Byoungsun Min) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11

본 연구에서는 1980년대 이후로 선진국에서 수행되고 있는 고체 로켓 모타의 둔감화를 위한 정책 및 기술개발에 관한 노력을 조사하였다. 그리고, 추진제와 연소관 등 둔감화에 필요한 추진기관 각 부품별 개발 방향을 정리하였고 실제 시스템 적용 사례를 살펴보았다. 이러한 조사분석 결과를 토대로 국내의 추진기관 둔감화 개발방향을 제시하였다. In this study, insensitive munitions(IM) policies and technologies of advanced countries for solid rocket motor were investigated. Development trends and caseworks of each part such as propellant and motor case of rocket motor for IM were also studied. Based on these investigation and analysis for IM rocket motor, directions of the development for IM rocket motor in our country were suggested.

둔감 HTPE 추진제 둔감성 시험평가

유지창(Jichang Yoo),김창기(Changkee Kim),정정용(Jungyong Jung),연정모(Jungmo Yeon) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5

본 연구에서는 폴리머로 HTPE와 둔감가소제로 BuNENA를 적용하고, 산화제로는 AP, AN, 금속연료로 Al을 사용한 HTPE 둔감 유연 추진제에 대하여, 폭연성, 폭굉성 및 가열성에 대한 추진제 둔감성 적합 유무를 판단하기 위하여 UN Test Series 7의 EIDS 시험을 수행하였다. HTPE 둔감 추진제는 폭굉성 시험인 ELSGT, 폭연성 시험인 Friability 시험 및 가열성 시험인 EIDS 완속가열시험 모두 합격 기준을 만족하였다. In this study, HTPE insensitive propellant composed of HTPE/BuNENA binder, AP, AN and Al was tested to know whether to meet passing criteria for detonability, deflagrability and cook-off test of UN test series 7. HTPE insensitive propellant met all passing criteria for ELSGT, Friability test and EIDS slow cook-off bomb test.

추진기관 완속가열 시험평가

유지창(Jichang Yoo),김창기(Changkee Kim),이도형(Dohyung Lee),최재서(Jaesuo Choi) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12

추진기관 둔감 시험평가 및 반응등급 판정

유지창(Jichang Yoo),김창기(Changkee Kim),민병선(Byoungsun Min) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11

선진국에서 1982년 제정된 비핵무기 위험성 평가시험(MIL-STD-2105(NAVY) 이후에 2011년 4월에 개정된 MIL-STD-2105D의 로켓 모타의 둔감화를 위한 추진기관 둔감 시험 규정과 각 둔감시험별 통과기준에 대하여 정리하였다. 추진기관의 시험평가에 대한 연구를 통하여 국내에서는 세계적 수준의 추진기관 둔감시험 기법은 정립하였으나 국내의 추진기관 둔감시험 데이터베이스가 부족한 관계로 반응등급결정을 위한 각 시험별 통과기준이 정립이 되어 있지 않은 실정이다. 따라서 본 연구에서는 개정된 둔감시험방법과 각 시험별 통과기준을 조사 분석하여 국내의 추진기관 둔감화 개발방향을 제시하였다. Insensitive Munitions(IM) test methods and passing criteria of MIL-STS-2105D revised in April 2011 were studied since MIL-STD-2105(NAVY) had been created in 1982. Passing criteria of each IM tests has not been established because domestic database of IM tests for rocket motors was not enough, even though IM test and evaluation methods were well established with the same level of advanced countries. In this study, direction of the development for IM of our country was suggested through investigation and analysis of revised test methods and passing criteria.

고체추진제의 고압 연소속도 측정기법

유지창(Jichang Yoo),정정용(Jungyoung Jung),임유진(Youjin Yim),고승원(Seungwon Ko) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회지 Vol.12 No.4

The burning characteristics of HTPB/AP solid propellants were measured by closed bomb of internal volume of 200 cc and 700 cc up to 30,000 psia. The burning rates of closed bomb method showed good agreement with those of strand burner method between 1,000 psia and 5,000 psia, and the sharp increment of pressure exponent(n) around 6,000 psia as a result of testing in accordance with loading densities. The burning rate measured in 200 cc and 700 cc of internal volume of closed bomb agreed well without the relation of internal volume size.

광학특성을 이용한 고체추진제 점화특성 연구

유지창(Jichang Yoo),김인철(Inchul Kim),정정용(Jungyong Jung),이경주(Kyungjoo Lee),고승원(Seungwon Ko) 한국추진공학회 2007 한국추진공학회지 Vol.11 No.6

The objective of the present work is to characterize design parameters of solid propellant ignitor for composite, double base, and nitramine propellants using arc image furnace. Arc image furnace and fiber optics surface reflectometer were used to measure ignition delay time and reflected optical energy of several compositions of composite, double base and nitramine base rocket propellant at different pressure levels each other. The order of ignitability was double base > composite> nitramine propellants at initial pressure of over 75 psia. The highest ignition energy was needed to ignite nitramine propellant, however, the ignition delay time decreased abruptly as the pressure increased up to the range of 75~400 psia. The absorbtion of radiation energy could be increased by the addition of small amount of opacifiers as carbon black, ZrC, WC and burning catalyst.