영역/경계 분할법을 적용한 기계적 삭마 과정의 열구조 연계 해석

신의섭(Eui Sup Shin),김성준(Sung Jun Kim),김종일(Jong Il Kim) 한국항공우주학회 2011 韓國航空宇宙學會誌 Vol.39 No.1

이차원 구조물의 열응력 및 기계적 삭마 과정 해석을 위하여 영역/경계 분할법에 근거한 유한요소법을 적용하여 열구조 연계 정식화를 수행하였다. 삭마 재료 거동의 온도 의존성과 열분해 반응으로 인한 재료 비선형성 및 열복사와 같은 비선형 경계 조건을 일부 부영역과 공유면에 한정할 수 있다. 문제를 단순화하기 위해 열화학적 삭마 효과는 고려하지 않았으며, 기계적 삭마에 따른 표면 후퇴 판정 기준으로 열응력 해석을 통한 최대면내 전단 응력을 선택하였다. 간단한 수치 실험을 수행하여 제안된 기법의 신뢰성에 대한 분석과 기계적 삭마 과정의 기본적인 경향을 파악하였다. A coupled thermal/structural analysis of mechanical ablation is performed based on domain/boundary decomposition and finite element method. The ablative material non -linearity and boundary non-linearity can be easily localized within a few subdomains and/ or on the boundary interfaces. An enthalpy method is applied to simplify the effect of heat of pyrolysis in the ablative subdomains. In addition, maximum in-plane shear stress is considered as a surface recession criterion for the mechanical ablation simulation. The basic characteristics of the proposed method are examined carefully through numerical experiments.

재진입 환경의 탄소/페놀릭 복합재 구조물의 열기계적 연계 해석

손명진(Myeong Jin Son),신의섭(Eui Sup Shin) 한국항공우주학회 2019 韓國航空宇宙學會誌 Vol.47 No.6

본 논문에서는 재진입 환경에 노출된 탄소/페놀릭 복합재 구조물에 대한 열기계적 연계 해석을 수행하였다. 열기계적 연계를 위한 해석 인터페이스를 상용 소프트웨어를 이용하여 구축하였다. 열분해 및 삭마에 따른 물리적 거동 변화를 모사하기 위해 온도장과 변위장의 주요 지배방정식을 고려하였다. 구축한 해석 인터페이스를 이용하여 탄소/페놀릭 복합재 구조물에 대한 열기계적 연계해석을 수행하였으며 이를 아크 가열 풍동을 이용한 삭마 실험 결과와 비교하였다. 또한 탄소/페놀릭 복합재를 적용한 재진입 캡슐에 대한 열기계적 연계 해석을 수행하였다. 이를 통해 탄소/페놀릭 복합재의 삭마 특성 및 열 보호 효과와 구축한 해석 인터페이스의 활용성을 확인하였다. In this paper, thermomechanical coupled analysis of carbon/phenolic composites structures in reentry environment was performed. The interface of thermomechanical coupled analysis was constructed using commercial software. The governing equations of temperature and displacement fields were considered to simulate change of physical behavior due to pyrolysis and ablation effects. The results of thermomechanical coupled analysis were compared with the results of ablation test using arc-heated wind tunnel. Also, the structural stability of reentry capsule was analyzed using the analysis interface. The excellent ablation characteristics and thermal protection effects of the carbon/phenolic composites were confirmed and the constructed analysis interface can be effectively used to perform thermal protection system design.

삭마반응을 고려한 고체 추진기관 노즐 조립체의 열반응 및 구조해석

김연철(Yun Chul KIM),도영대(Doh Young Dae),함희철(Hahm Hee Cheol),문순일(Moon Soon IL) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11

고체추진기관의 연소 환경에서 노즐 조립체의 온도, 삭마두께를 고려한 2차원 축대칭 열구조 해석을 하였다. 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 thermo-structural 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.

추진기관 노즐의 유동/열/구조해석 모델링 및 상용코드 적용 동향

황기영(Ki_Young Hwang),배지열(Ji_Yeul Bae) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.5

고온, 고압의 연소가스에 노출되는 노즐 내열재는 추진제 연소가스와 산화 반응하여 반응질량이 표면에서 소실되면서 삭마가 발생하며, 내열재 페놀 수지는 열분해 되어 숯으로 변하고 분해가스는 내열재 표면으로 방출하게 된다. 내열재의 이러한 복잡한 열반응 해석은 1960년대부터 다양한 In-house 코드로 수행하였으나 Fluent, Marc, ABAQUS 등 상용코드에 서브루틴, UDF 등을 사용자가 넣을 수 있는 추가 기능이 생기면서 근래에 상용코드의 활용 범위가 넓혀지고 있다. 본 논문에서는 상용코드로 노즐 유동, 내열재의 열반응과 구조 해석을 수행한 연구동향을 고찰하였다. The nozzle thermal liner exposed to the high-temperature and high-pressure combustion gas oxidizes the combustion gas so that the reaction mass disappears from the surface and ablation occurs. Thermal liner phenol resin is pyrolyzed and transformed into char. Decomposition gas is discharged to the outside of thermal liner. The complex thermal analysis of thermal liner has been carried out using various in-house codes since the 1960s. However, since additional functions for users to insert subroutine and UDFs into commercial codes such as Fluent, Marc, and ABAQUS have recently been developed, the commercial codes has been widely used. This paper investigated the research trends of nozzle flow, thermal reaction and structural analysis of thermal liner with commercial codes.

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.

삭마 및 열분해 반응을 고려한 고체 추진기관의 열해석

김연철(Yun Chul Kim) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회지 Vol.14 No.5

A two-dimensional thermal response and ablation analysis code for predicting charring material ablation and shape change on solid rocket nozzle is presented. The thermogravimetric analysis (TGA) techniques have been used to characterize the thermal decomposition constants for Arrhenius parameters. Two heterogeneous reactions involving carbon and the oxidizing species of H₂O and CO₂ are considered and determined by Zvyagin’s ablation model and kinetic constants. The moving boundary problem and mesh moving are solved by remeshing-rezoning method in MSC-Marc-ATAS program. The difference between the calculated and experimental value of char and ablation thickness is up to 20%. For the performance prediction of thermal protection systems, this method will be integrated with a three-dimensional finite-element thermal and structure analysis code through the real time sensing of in-depth temperature and heat flux.

상용해석 코드(MSC-Marc)를 활용한 노즐 내열부품의 숯/삭마 해석 기법

김연철(Yun Chul Kim) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.5

고체추진기관의 연소 환경에서 복잡한 형상을 갖는 내열 복합재료의 온도 및 밀도분포를 예측할 수 있는 방법을 개발하였다. 복합재료의 내부 열반응은 Arrhenius 모델을 이용하였으며, 표면 삭마반응은 Zvyagin 이론을 사용하였다. 표면 삭마에 의한 경계조건 및 격자 이동은 Rezoning 기법을 사용하였으며 열분해에 의한 흡열반응 효과는 열분해 가스의 조성비에 기준한 유효 비열 값을 이용하여 계산되었다. 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 simulation 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 and endothermic reaction in thermal decomposition are solved by rezoning and effective specific heat 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.

재진입 캡슐용 열보호 시스템의 열분해 및 삭마 거동 분석

박예린,원보영,한나라,신의섭 한국항공우주학회 2024 韓國航空宇宙學會誌 Vol.52 No.3

본 논문에서는 열보호 시스템과 하부 구조체로 구성된 재진입 캡슐의 초기 형상을 설계하였으며, 재진입 시 배터리와 GPS 안테나 등 전자 부품의 운용 온도를 고려하여 하부 구조체의 온도 요구 조건을 333 K 이하로 설정하였다. 경계 조건으로 재진입 비행 궤도에 따라 최대 12.4 MW/m2의 열유속을 부여하였으며, 재진입 캡슐의 전체 온도 분포와 함께 열보호 시스템의 열분해 및 삭마 거동을 분석하였다. 표면 온도는 최대 3,227 K까지 상승하였으며 열화학적 삭마로 인해 7.412 mm의 표면 침식이 발생하였으나 하부 구조체는 온도 요구 조건을 충분히 만족하였다. 이와 같은 결과는 예비 설계 관점에서 열보호 시스템의 두께 마진을 감소시켜 추가 경량화할 수 있음을 의미한다. 이를 통해 다양한 삭마 재료를 적용하고 신뢰성 있는 재진입 캡슐을 설계하기 위한 해석 절차를 확립하였다. The initial configuration of a reentry capsule composed of thermal protection system (TPS) and substructure was designed. The temperature requirement of the substructure was set below 333 K, considering the operating temperature of electronic equipment such as batteries and GPS antennas during reentry. A maximum heat flux of 12.4 MW/m2 was applied as a boundary condition. Furthermore, the overall temperature distribution of the reentry capsule and the pyrolysis and ablation behavior of the TPS were analyzed. The surface temperature increased up to 3,227 K, and the surface recession of 7.412 mm occurred due to thermochemical ablation, but the substructure met the temperature requirements. These results imply that the thickness margin of the TPS can be reduced in the preliminary design phase, enabling further lightweighting. In conclusion, the analysis procedures were established to apply various ablative materials and design the reliable reentry capsule.

고체 로켓 추진기관에서 실리카/페놀릭 열반응 해석 연구

서상규(Sangkyu Seo),함희철(Heecheol Hahm),강윤구(Yoongoo Kang) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5

본 논문에서는 고체 로켓 추진기관에서 내열재 및 단열재로 사용되는 실리카/페놀릭 복합재료의 열반응을 고려한 열전도 수치해석을 수행하였다. 고체 로켓 추진기관의 연소 중 실리카/페놀릭의 삭마와 열분해 과정을 고려한 열전도 해석을 위해 1차원 유한차분법을 이용하여 계산을 수행하였다. 노즐벽에서의 경계조건은 대류열전달계수를 고려하였으며, 이는 적분방정식을 이용하여 계산하였다. 삭마두께 및 숯깊이 해석결과는 목삽입재 평가 모터인 TPEM-10을 이용한 시험결과와 비교분석하였으며, 잘 일치하는 것을 확인할 수 있었다. In this paper, the numerical analysis for heat conduction of silica/phenolic composite material, which is used for solid rocket nozzle liner or insulator, was conducted. 1-D Finite Difference Method for the analysis of silica/phenolic during the firing of solid rocket motor was used to calculate the heat conduction considering the surface ablation and the thermal decomposition. The boundary condition at the nozzle wall took into account the convective heat transfer, which was obtained by integration equation. The numerical results of the surface ablation and char depth were compared with the results of test motor that is TPEM-10. It was found that the result of calculation is favorably agreed with the thermal response of test motor.

항공우주용 리오셀계 탄소/페놀릭 복합재료의 내열 성능 평가

서상규(Sang-Kyu Seo),김연철(Yun-Chul Kim),배지열(Ji-Yeul Bae),함희철(Hee-Chul Hahm),황태경(Tae-Kyung Hwang) 한국항공우주학회 2021 韓國航空宇宙學會誌 Vol.49 No.5

리오셀계 탄소/페놀릭 복합재료의 항공우주용 내열 부품 적용 가능성을 확인하기 위하여 내열 성능 평가 및 열 해석을 수행하였다. 탄소/페놀릭의 열반응 평가는 내열성능평가모터(Thermal Protection Evaluation Motor, TPEM)로 수행되었다. 본 논문에서는 열 해석을 위해 유체의 경계층 해석을 고려한 경계층 적분 코드와 삭마 및 열분해를 고려한 MSC-Marc 2018 코드를 사용하였다. 추진기관의 압력 곡선, 연소 시험 후 절개된 목삽입재 시편을 통하여 삭마 및 단열성능을 분석하였고, 리오셀계 탄소/페놀릭 복합재료의 열반응은 레이온계 탄소/페놀릭 재료와 유사하였다. 연소 시험을 통한 결과를 바탕으로 국산 리오셀계 탄소/페놀릭의 항공우주용 내열 부품으로의 적용 가능성을 확인하였다. Heat resistance performance evaluation and thermal analysis were performed to confirm the applicability of the lyocell-based carbon/phenolic composite material for heat-resistant parts for aerospace. Heat resistance performance evaluation of carbon/phenolic was conducted by Thermal Protection Evaluation Motor (TPEM). In this paper, boundary layer integration code considering the boundary layer analysis of combustion gas and MSC-Marc 2018 considering ablation and thermal pyrolysis were used for the thermal analysis. The ablation and thermal insulation performance were analyzed by the pressure curve of test motor and the cut carbon/phenolic specimens. The thermal response of the lyocell-based carbon/phenolic material was similar to that of the rayon-based carbon/phenolic material. Based on the results through the combustion test, the applicability of heat-resistant parts for aerospace to which domestic lyocell-based carbon fibers were applied was confirmed.