발간 현황

본 연구에서 연소속도가 다른 종류의 추진제를 적용하여 이중추력을 발생시키는 방식으로 부스팅과 서스테이닝 구간을 갖도록 각각의 추진제 특성과 추진제 그레인 형상을 적용하여 성능설계를 진행하였다[6]. 추진기관은 Fig. 1과 같이 4개의 슬롯이 있어서, 연소압력에 대한 초기 추력 크고, 그 이후 비행을 위한 추력을 제공하기 위해서 end-burning 형식의 서스테이너 추진제가 연소되는 과정을 갖도록 설계하였다.

Fig. 1 
Dual Thrust Rocket Motor with two-kinds propellant.

추진제는 HTPB 혼합형 추진제를 적용하였으며, 연소속도와 물성이 다른 추진제 특성을 고려하여 Table 1과 같이 부스터 단계와 서스테이너 단계에 요구되는 설계 조건에 상응하게 조성연구를 수행하였다.

본 연구에서 적용한 연소관은 Table 4와 같이 설계하였다.

연소관의 앞마개 형상은 구조적 견고성을 위해 Fig. 2와 같이 토리구형(tori-sphere type)으로 제작하였다. R_k, R_s를 변수로 하여 구조해석을 수행한 결과 안전계수 2.8 이상을 도출함으로서 연소관 적용에 만족함을 확인하였다. 설계 및 해석에서 적용한 소재는 알루미늄 합금 7075-T6이며, 제작공정은 Flow forming기법으로 제작하였다. 그리고 연소관에서 노즐과 결합하는 부위는 소재가 청동선(KSD–5506-C5191)인 잠금선(lock-wire)으로 체결하는 방법을 적용하였다.

Fig. 2 
The tori-spherical dome and Structure analysis result for the combustion case.

설계의 건전성을 검증하기 위해 구조적 수압시험을 수행한 후 제작 완료된 연소관은 Fig. 3과 같다.

Fig. 3 
Combustion case.

설계된 노즐의 형상은 Fig. 4와 같다. 노즐 내열재는 연소가스로부터 노즐 구조체 및 연소관의 노출을 막고 기밀을 유리하기 위한 레이아웃으로 설계 하였다. 내열재의 재질은 Glass/Phenolic을 사용하였고, Press chop molding 기법으로 제작하였으며, 금속인 노즐 구조체에 노출되지 않도록 구조체의 끝 부분까지 연장시켰다. 노즐목은 소재로 ATJ graphite를 사용하였고, Fig.4에서처럼 입구 및 출구 반각(40^o와 11^o)에 따라 제작되었다.

Fig. 4 
Designed Nozzle configuration.

추진제는 1차적으로 전통적인 방식인 case-bonded 형식으로 서스테이너 추진제를 충전한 후, 부스터 추진제를 충전하는 순서로 진행하였다. 두 추진제간의 특성(열 특성, 물리적 특성)과 조성이 상이하면, 접착 경계면에서는 산화제 등의 물질이동이 존재하는 것으로 알려져 있다. 이를 억제하고 부착이 견고하게 되는 방법을 찾기 위해서 일련의 접착방안을 고려하고, 부착시험을 진행하였는데, 해당 시험결과는 Table 5에 나타내었다. 접착력 시험은 추진제간 접착으로부터, HDI와 벤젠 함량 및 HX-752와 벤젠함량 변경에 따라 UTM 장비로 수행하였다. 결과적으로 접착강도가 HDI:벤젠=50:50인 경우가 가장 큰 값이 도출되어, 이 경우를 적용하여 추진제 충전을 시도 하였다. 그러나 시편단위의 접착력시험에서 충분한 접착력을 도출하였지만, 실제 추진기관 제작공정상에서 추진제 경화시 부스터추진제의 수축 경화 때문에 모든 방향으로 구속된 End-burning인 서스테이너 추진제와 부스터 추진제간 계면에서 경화 수축력에 비해 접착력이 약하여 계면분리가 Fig. 5처럼 일어났다.

Fig. 5 
NDT result with the separated interface between propellants.

접착면에 도포된 HDI로는 추진제 경화로 인한 수축력을 감당하기 어렵다고 판단되어, 라이너와 연소관 접착시 사용되는 Desmodure RE를 표면에 도포한 후 부스터 추진제를 충전 경화 시켰다. 두 추진제는 RE의 큰 접착 성질로 인하여 경화이후에도 계면은 Fig. 6처럼 접착이 양호한 것으로 확인 되었다.

Fig. 6 
NDT result with the adhesive interface between propellants.

그러나, 접착력을 개선하기 위한 Desmodure RE 도포과정에서 부스터 추진제 경화시 계면 접착력이 견고하여, Fig. 7과 같이 서스테이너 추진제의 구조적 취약부나 결함(예로 기공이나 미세균열)부에서 추진제의 결함이 균열로 전파되어 결함부가 확대되거나 찢어지는 현상이 발생하였다.

Fig. 7 
NDT result with the crack in sustaining propellant and adhesive interface status (left : sustainer, right : booster and interface).

이러한 현상은 Fig. 8의 도식도와 같이 분석되었다. 2종 추진제를 접착하는데, HDI를 접착하는 경우 접착력이 부족하여 부스터 추진제 경화에 따라 이미 경화 완료된 서스테이너 추진제와 약한 경계면에서 이탈이 발생되어 분리가 되었다. 이 과정에서 서스테이너 추진제는 축 방향으로 변형이 가능하기 때문에 추진제 내부 기공에 의한 균열의 확대 발생 및 전파는 추진제 비파괴사진(Fig. 9)으로 확인되었다.

Fig. 8 
Schematics diagram of the formation of propellant defects due to the adhesion.

Fig. 9 
The improved propellant charging process

부스터 경화로 연소관 쪽은 연소관과의 접착력이 어느 정도 존재하여 서스테이너와 부착이 되지만, 부스터 중앙 슬롯 중앙부의 수축경화로 계면은 중심축부위에서 상당량 변형후 이탈되고, 반경방향으로 갈수록 그 정도가 작은 것으로 분석되었다. 이런 현상은 계면 분리모양이 Fig. 5와 같이 마치 볼록 렌즈 같은 모양으로 형성되는 것으로 설명된다.

추진제 조성의 차이로 인한 물질이동 억제와 부착력을 증가시키기 위해 이종추진제간의 접착부에 Desmodure RE를 적용하였을 경우 부스터 추진제의 경화 수축으로 Fig. 8의 계면부위의 오른쪽 화살표와 같이 힘이 작용하게 된다. 연소관 반경방향 벽의 위아래는 수축경화에 크게 영향 받지 않지만, 축 방향으로는 서스테이너 헤드부의 힘과 부스터의 해드부 인장력이 지배적이기 때문에, end-burning 형식의 서스테이너 추진제의 내부에서 기공이 존재하는 경우, 내부 결함은 기공들의 연결로 진행되어 더 큰 갈라짐의 형태로 발전된다.

발생된 원천적인 문제점을 개선하기 위해 추진제 충전은 Fig. 9와 같이 추진제 그레인만 별도로 제작하여 연소관에 삽입하는 free-grain형식을 적용한 공정으로 변경하였다.

추진제의 경화로부터 수축/팽창이 내열고무(EPDM)와 함께 변형이 이루어지기 때문에 연소관에 접착된(case bonding) 형태보다는 추진제간 분리 및 균열이 없는 공정을 개발 하였는데, 내열고무 및 라이너와 함께 별도 충전치구에서 충전된 추진제 그레인은 Fig. 10처럼 연소관에 삽입하는 공정으로 추진기관 충전체를 제작하였다.

Fig. 10 
The charging tool(left upper), charged propellant grain (right) and assembly process (left lower).

개발된 추진기관은 소형 추진기관으로 부스터 초기 연소면적이 작고 체계 요건에 따라 후방점화방식을 적용하기 때문에 점화지연이 수차례 발생되어 추진제 조성 개선과 더불어 노즐마개도 개발도 병행하여 적용하였다. 노즐마개는 일정 연소압(∼500 psia)에서 이탈되도록 설계제작 되었는데, 형상은 Fig. 11과 같다.

Fig. 11 
Nozzle plug.

노즐마개는 고밀도 foam과 마개 양단에 triplex disk를 부착하여 제작하였으며, 노즐면에 epoxy 2216의 접착제를 사용하여 부착하였다.

노즐마개는 접착제의 성능뿐만이 아니라 고밀도 foam의 두께에도 영향이 있다고 판단하여, Fig. 12처럼 두께별(5, 10, 그리고 30 mm)로 제작하여 공압시험을 수행함으로써 노즐마개 두께를 결정하였다.

Fig. 12 
Nozzle plug, pneumatic (upper), ignitor test (middle) and pneumatic test results(lower).

노즐마개와 점화제 양은 상호간의 밀접한 관계가 있어서 공압시험으로 선정한 마개에 대하여 점화제의 양을 결정하는 점화기 시험을 수행하였다. 1차로 점화기 마개가 없이 노출되어 있는 상태에서 점화제를 1.0 g(이론값 0.8 g) 부터 1.2, 1.5, 1.8 g 각각 적용하여 시험하였다.

시험한 결과는 Fig. 13에 나타내었는데, 최대압력은 각각 380, 470, 500, 그리고 760 psig로 측정되었으며, 연소시간 40 ms로 측정되었다. 이를 통해 점화 설계 조건을 바탕으로 노즐 마개를 적용하여 시험으로 점화제는 1.2 g과 1.5 g이 설계요건을 만족한다고 판단되어 1.2 g을 선정하였다.

Fig. 13 
Ignitor test results with a nozzle plug(upper) and assembly feature for nozzle –nozzle plug-ignitor (lower photo).