KR101629669B1 - 우주구조물 복합 쉴딩 구조체 - Google Patents

우주구조물 복합 쉴딩 구조체 Download PDF

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Abstract

본 발명은 우주구조물 복합 쉴딩(shielding) 구조체으로서, 섬유강화 복합재료가 간격을 두고 배열되되 서로 평행을 이루는 상하부 범퍼 및 상하부 범퍼 사이에 설치되되 상하부 범퍼와 미리 정해진 각도를 이루고 섬유강화 복합재료로 구성되는 중간 범퍼를 포함하는 것을 특징으로 하는 M/OD(Micrometeoroid/Orbital Debris) 초고속 충격으로부터 우주구조물을 보호하는 것을 특징으로 하는 복합 쉴딩 구조체에 관한 것이다.
본 발명에 따른 우주구조물 복합 쉴딩 구조체는 경사각을 가지는 중간 범퍼를 포함하여 경사를 가지는 충격으로부터 우주구조물을 보호하고, 중간 범퍼가 우주선의 방향에 따라 다른 경사각을 가짐으로써 높은 흡수에너지로 우주 파편으로부터 보호할 수 있다.

Description

우주구조물 복합 쉴딩 구조체{Composite shielding structure for spacecraft}
본 발명은 우주구조물 복합 쉴딩(shielding) 구조체에 관한 것으로서, 상하부 범퍼 및 경사각을 가지는 중간 범퍼를 포함하여 M/OD(Micrometeoroid/Orbital Debris)로 인한 초고속 충격으로부터 우주구조물을 보호하는 복합 쉴딩 구조체에 관한 것이다.
LEO(low earth orbit) 우주 환경을 위한 복합 쉴딩(shielding) 구조체는 원자산소에 의한 부식, 극저온과 극고온의 온도편차로 인한 피로 균열, 10-6 ~ 10-7 Torr의 고진공, 약 200nm 파장의 유해한 자외선에 의한 C-C, C-H 결합의 깨짐, 그리고 약 8 ~ 70km/s의 속도로 운동하는 M/OD(Micrometeoroid/Orbital Debris)로 인한 초고속충격 등으로 인한 우주구조물의 재료 물성을 저하시키는 유해한 여러 요소들을 만족시켜야 한다.
특히, 도 1은 우주 파편의 증가를 나타내는 그래프로서, 우주선은 항상 우주 파편에 의하여 충격의 위험을 가지고 있다. 지난 56년간 4,900번의 발사로 6,600개 이상의 위성이 궤도에 진입하였다. LEO(low earth orbit) 지역 위성의 6% 정도만이 작동하고 있으며, 나머지는 작동을 정지하고 있는 우주 쓰레기이다. 10cm 보다 큰 개체는 21,000개, 1~10cm 사이는 500,000개, 1cm 보다 작은 개체는 1억개 이상이 주로 800 km와 1400 km 사이에 집중되어 있으며, 우주 파편의 수는 나날이 증가하고 있다.
우주선의 위성 운동방향인 램측면(ram side), 램의 반대방향인 웨이크측면(wake side), 우주를 바라보는 상부면(top side), 지구를 바라보는 하부면(bottom side)은 우주 파편의 위협에 다른 수준으로 노출된다. 램측면은 웨이크측면에 비하여 항상 우주 파편에 의해 충격 받을 가능성이 높으며, 우주선의 상부면은 우주 파편에 의한 충격이 가능성이 하부면 보다는 높으나 램측면에 비해 낮다. 따라서 우주 파편에 의한 충격 위험 정도에 따라 상이한 우주구조물 복합 쉴딩 구조체가 필요하다.
최근의 항공우주산업 분야에서 새롭게 많이 쓰이는 물질은 복합재료(composite material)이다. 복합재료는 두 가지 이상의 재료가 조합되어 보다 유용한 기계적, 물리적, 화학적 특성을 지니는 물질을 말하며, 강화재(reinforcement)와 기지(matrix)로 구성되어 있다. 강화재는 섬유(fiber) 형태로 적용되며 주로 유리섬유(glass fiber), 탄소섬유(Graphite Fiber 또는 Carbon Fiber), 케블라섬유(Kevlar fiber) 등이 사용된다. 기지는 강화재 섬유를 제자리에 고정시켜서 구조적인 모양을 만들고 전단 하중을 지탱하며 외부요소(열, 화학 물질 등)에 대하여 저항성을 가지는 물질이 사용되며 고분자(polymer), 금속(metal), 세라믹(ceramic)이 주로 사용된다. 이러한 복합재료는 단일 소재의 장점을 더욱 향상시키거나 단점을 보완할 수 있어 기존의 실현이 불가능했던 특수한 물성도 얻을 수 있도록 설계가 가능하여 각 종 산업 및 학술 분야에 다양하게 사용되고 있다.
다양한 복합재료 중 항공기나 우주기기용의 복합재료로서는 탄소섬유 강화 플라스틱(CFRP)이 많이 사용되며 이유는 높은 비강도(specific strength), 비강성(specific stiffness) 때문이라고 할 수 있는데, 일반적으로 고분자기지재료의 강도(strength)를 1이라 하면 탄소 섬유는 각각 40정도, 강성(stiffness)은 고분자재료에 비해 탄소섬유는 70배를 상회하기 때문이다. 또한, CFRP는 피로 시험에 있어 뛰어난 특성을 가지며, 열수축, 열팽창이 거의 없어 열팽창 계수가 거의 '0'가까워 우주 환경하에서의 사용이 가능하다.
복합재료의 우주구조물 적용에 대한 또 하나의 중요한 이유는 바로 경량성이다. CFRP의 비중은 일반적으로 알루미늄의 60% 정도로 초경량체이다. 우주선을 발사하는 국가나 발사체 별로 상이하지만 일반적으로 지구 정지 전이 궤도(GTO, geosynchronous transfer orbit)에 도달하기 위해서는 1kg당 약 20,000달러가 소요되므로 일반적으로 우주선의 발사비용이 그 무게에 비례하는 것을 감안하면 CFRP적용으로 이루어지는 발사 비용 절감의 효과는 클 수 있다. 또한 복합재료는 필요에 따라 방향에 따른 특성을 증가시킬 수 있으며, 낮은 속도나 초고속도에서 같은 파괴 메카니즘을 가진다.
대부분의 우주파편은 다른 우주구조물의 몸체인 알루미늄과 이의 합금으로 이루어져 있다. 그 수는 나날이 증가하여 우주구조물에 더 많은 위험이 된다. 우주파편은 특정 부분에서 매우 높은 스트레스 수준으로 충격을 준다.
초고속도의 알루미늄 발사체가 쉴딩 시스템의 박판에 충돌할 때 작은 입자로 부서져 용융 및 기화될 수 있다. 박판이 얇아 발사체를 완전히 정지시키면, 파편 구름은 박판 뒤로 배출된다. 마찬가지로 분출물 구름은 표면 앞으로 배출될 수 있다. 두 구름은 박판 및 발사체 물질로 구성된다. 구름은 발사체의 밀도, 모양, 충돌 각도, 충돌 속도 등과 같은 충격 파라미터에 따라 고체, 액체, 기체 등의 물질의 다양한 조합으로 구성된다. 생성된 파편 구름은 원래 발사체에 비하여 저밀도이며, 파편 구름은 구조체에 충돌 후에 넓은 지역으로 퍼진다.
도 2는 수직 충격 및 경사 충격을 나타낸 도면으로서, 우주 파편은 수직 충격 또는 경사 충격으로 영향을 준다. 우주 파편으로 인한 충격의 10~20% 정도는 수직 충격을 가지고, 80~90%는 경사 충격을 가진다. 금속 합금의 경우, 수직 충격 및 경사 충격에 대하여 완전히 다른 방법으로 진행된다. 경사 충격의 경우, 도 2와 같이, normal 파편 구름, in-line 파편 구름 및 ricochet 파편 구름의 세 가지의 파편 구름이 생긴다. 복합재료의 경우, 분출물 구름은 에폭시 분말을 포함한다. 경사각을 가지는 충돌의 경우, 분출물 구름은 금속재료와 유의하게 normal 파편 구름, in-line 파편 구름 및 ricochet 파편 구름으로 더 많이 분산되어, 위협 수준을 감소시킬 수 있다.
도 3 내지 도 5는 각각 NASA, JAXA 및 ESA의 쉴딩 시스템으로 이전의 우주구조물 쉴딩 시스템은 모든 범퍼가 평행하게 구성되어, 본 발명과 같이 쉴딩 구조체가 경사각을 가져 우주 파편에 의한 충격 위험 정도에 따라 상이한 우주구조물 복합 쉴딩 구조체를 가지지 못하였다.
1. Schonberg, W.P.,Aerospace Science and Technology, 1999. 3(7): p. 461-471. 2. A.H. Baluch, Yurim Park, C.G. Kim, Composite Structures, Volume 96, February 2013, Pages 554-560. 3. Christiansen, E.L., "Meteoroid/Debris sheilding", NASA Johnson Space Center, TP-2003-210788. 4. Christiansen, E.L. and J.H. Kerr, International Journal of Impact Engineering, 2001. 26(1-10): p. 93-104 5. Katz, S., Grossman, E., Gouzman, I., Murat, M., Wiesel, E., Wagner, H.D., International Journal of Impact Engineering, December 2008, Vol. 35, Issue 12, p.1606-1611.
본 발명은 상기와 같은 필요성에 따라 안출된 것으로서, 종래의 우주선이 경사 충격에 취약하고, 우주선의 방향에 따라 다른 수준의 충격 가능성을 가지는 한계를 극복하고자, 상하부 범퍼 및 경사각을 가지는 중간 범퍼를 포함하여 M/OD(Micrometeoroid/Orbital Debris)로 인한 초고속 충격으로부터 우주구조물을 보호하는 복합 쉴딩(shielding) 구조체에 관한 것이다.
상기의 해결하고자 하는 과제를 위한 본 발명에 따른 M/OD(Micrometeoroid/Orbital Debris)로 인한 초고속 충격으로부터 우주구조물을 보호하는 복합 쉴딩(shielding) 구조체는 섬유강화 복합재료가 간격을 두고 배열되되 서로 평행을 이루는 상하부 범퍼 및 상기 상하부 범퍼 사이에 설치되되 상기 상하부 범퍼와 미리 정해진 각도를 이루고 섬유강화 복합재료로 구성되는 중간 범퍼를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 일 실시예로서, 상기 섬유강화 복합재료는 탄소섬유 강화 플라스틱(CFRP:carbonfiber-Reinforced plastics)인 것을 특징으로 한다.
본 발명의 일 실시예로서, 상기 섬유강화 복합재료는 carbon/epoxy 프리프레그(prepreg)로 성형한 것을 특징으로 한다.
본 발명의 일 실시예로서, 상기 섬유강화 복합재료는 상기 프리프레그를 준등방성(quasi-isotropic)으로 적층하여 오토클래이브에서 온도와 압력을 가하여 성형한 것을 특징으로 한다.
본 발명의 일 실시예로서, 상기 중간 범퍼는 상기 상하부 범퍼와 25°내지 65°의 경사각을 이루는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 일 실시예로서, 상기 상하부 범퍼 사이에 방탄성을 갖는 파라계 방향족 폴리아마이드 직물섬유층 및 세라믹 합성섬유층을 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 일 실시예로서, 상기 상부 범퍼는 하부에 5층의 케블라(Kevlar) 및 3층의 넥스텔(Nextel)을 포함하고, 상기 중간 범퍼는 8층의 케블라 및 2층의 넥스텔을 포함하되, 상부에 4층의 케블라 및 2층의 넥스텔를 포함하고, 하부에 4층의 케블라를 더 포함하고, 상기 하부 범퍼는 상부에 1층의 넥스텔 및 5층의 케블라를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 일 실시예로서, 상기 상부 범퍼의 중심과 상기 하부 범퍼의 중심 사이의 이격 거리(standoff distance)가 적어도 200 mm인 것을 특징으로 한다.
본 발명에 따른 우주선은 우주구조물 복합 쉴딩 구조체가 사용되고, 램측면(ram side)은 상기 중간 범퍼가 상기 상하부 범퍼와 40°내지 50°의 경사각을 이루고, 상부면(top side)은 상기 중간 범퍼가 상기 상하부 범퍼와 25°내지 35°의 경사각을 이루는 것을 특징으로 한다.
본 발명은 상하부 범퍼 및 경사각을 가지는 중간 범퍼를 포함하여 경사를 가지는 충격으로부터 우주구조물을 보호할 수 있다.
또한, 중간 범퍼가 우주선의 방향에 따라 다른 경사각을 가져 높은 흡수에너지로 우주 파편으로부터 보호할 수 있다.
도 1은 우주 파편의 증가를 나타내는 그래프.
도 2는 수직 충격 및 경사 충격을 나타낸 도면.
도 3은 NASA의 쉴딩 시스템을 나타낸 도면.
도 4는 JAXA의 쉴딩 시스템을 나타낸 도면.
도 5는 ESA의 쉴딩 시스템을 나타낸 도면.
도 6은 본 발명에 따른 복합 쉴딩 구조체를 나타낸 단면도.
도 7은 본 발명에 따른 복합 쉴딩 구조체의 실험 개념도.
도 8은 carbon/epoxy 시스템에 의한 에너지 흡수를 나타낸 그래프.
도 9는 LGG(light gas gun) 내부에 복합재료 시편을 배열한 사진.
도 10은 복합재료 시편의 경사에 따른 에너지 흡수를 비교한 그래프.
도 11은 0°, 30°, 45°, 60°의 경사에서 에너지 흡수 평균을 나타낸 그래프.
도 12는 LGG(light gas gun) 내부에 이중 복합재료 시편을 배열한 사진.
도 13은 측정한 속도에 따른 이중 복합재료의 흡수에너지를 나타낸 그래프.
도 14는 이격 거리(standoff distance)에 따른 범퍼와 뒷벽의 필요 두께를 나타낸 도면.
도 15는 LGG(light gas gun) 내부에 삼중 복합재료 시편을 배열한 사진.
도 16은 측정한 속도에 따른 삼중 복합재료의 흡수에너지를 나타낸 그래프.
도 17은 탄도 한계 곡선을 나타낸 그래프.
이하 본 발명의 실시를 위한 구체적인 실시예를 도면을 참고하여 설명한다. 예시된 도면은 발명의 명확성을 위하여 핵심적인 내용만 확대 도시하고 부수적인 것은 생략하였으므로 도면에 한정하여 해석하여서는 아니 된다.
도 6은 본 발명에 따른 복합 쉴딩(shielding) 구조체를 나타낸 단면도로서, 본 발명에 따른 우주구조물 복합 쉴딩 구조체는 상하부 범퍼(210, 230) 및 중간 범퍼(220)를 포함하여M/OD(Micrometeoroid/Orbital Debris)로 인한 초고속 충격으로부터 우주구조물을 보호할 수 있다.
상하부 범퍼(210, 230)는 섬유강화 복합재료가 간격을 두고 배열되되 서로 평행을 이룰 수 있고, 중간 범퍼(220)는 상기 상하부 범퍼(210, 230) 사이에 설치되되 상기 상하부 범퍼(210, 230)와 미리 정해진 각도를 이루고 섬유강화 복합재료로 구성될 수 있다.
상기 섬유강화 복합재료는 탄소섬유 강화 플라스틱(CFRP:carbonfiber-Reinforced plastics)일 수 있다. 또한 섬유강화 복합재료는 carbon/epoxy 프리프레그(prepreg)로 성형하되, 준등방성(quasi-isotropic)으로 적층하여 오토클래이브에서 온도와 압력을 가하여 성형할 수 있다.
상기 프리프레그는 강화섬유, 고분자계열의 수지 및 나노 물질을 포함할 수 있다. 프리프레그(prepreg)는 "pre-impregnated material"의 약어이며, 모재(matrix)를 강화섬유(reinforced fiber)에 미리 함침시킨 제품으로 복합재료(composite) 제품의 중간 재료이다. 상기 강화섬유는 탄소 섬유(carbon fiber), 유리 섬유(glass fiber) 또는 아라미드 섬유(aramid fiber)가 사용될 수 있고, 상기 수지는 에폭시 수지(epoxy resin), 페놀 수지(phenolic resin) 등의 열경화성 수지(thermoset resin) 또는 불포화폴리에스터 수지(unsaturated polyester resin)등의 열가소성 수지가 사용될 수 있다. 프리프레그는 강화섬유 및 고분자계열의 수지로 이루어진 혼합물에 상기 나노 물질을 분산시켜 프리프레그를 형성하거나, 제조 완료된 프리프레그를 준비할 수 있다.
상기 프리프레그는 특히 16층의 carbon/epoxy 프리프레그로 구성될 수 있다. 두께가 0.125mm인 carbon/epoxy 프리프레그를 [0/±45/90]2s의 적층순서(stacking sequence)로 16층 적층하여 1.75mm 두께로 구성한 프리프레그는 아래에 기재된 (실험예 1)과 같이 우수한 흡수 에너지를 가질 수 있다.
상기 중간 범퍼(220)는 상기 상하부 범퍼와 25°내지 65°의 경사각을 이룰 수 있다. 자연적으로 평균 80~90%의 충격은 경사를 가지므로 본 발명에 따른 우주구조물 복합 쉴딩 구조체는 거의 대부분을 보호할 수 있다. 경사각을 가지는 중간 범퍼(220)는 이전의 쉴딩 시스템과 같이 수직의 충격만이 아니라 경사 충격의 위협에 훨씬 유용하다.
특히, 상기 상하부 범퍼 사이에 방탄성을 갖는 파라계 방향족 폴리아마이드 직물섬유층 및 세라믹 합성섬유층을 더 포함할 수 있다. 파라계 방향족 폴리아마이드 직물섬유층으로는 케블라(Kevlar)가, 세라믹 합성섬유층은 넥스텔(Nextel)이 사용될 수 있다. 케블라(Kevlar) 및 넥스텔(Nextel)은 방탄성이 우수하여 발사체와 발사체 조각의 충격과 속도를 늦추는데 우수하다.
상기 상부 범퍼(210)는 5층의 케블라(Kevlar) 및 3층의 넥스텔을 포함할 수 있고, 상기 중간 범퍼(220)는 8층의 케블라 및 2층의 넥스텔을 포함하고, 상기 하부 범퍼(230)는 1층의 넥스텔 및 5층의 케블라를 더 포함할 수 있다.
특히 중간 범퍼(220)는 중간 범퍼(220)의 상부에 4층의 케블라 및 2층의 넥스텔, 하부에 4층의 케블라를 포함하여 순서대로 적층할 수 있다.
상기 상부 범퍼(210)의 중심과 상기 하부 범퍼(230)의 중심 사이의 이격 거리(standoff distance)가 적어도 200 mm일수 있다. 중간 범퍼(220)의 평균 중심은 상하부 범퍼의 중심과 각각 100mm 이상의 이격 거리를 가질 수 있다.
본 발명에 따른 우주선은 우주구조물 복합 쉴딩 구조체가 사용될 수 있고, 램측면(ram side)은 상기 중간 범퍼가 상기 상하부 범퍼(210, 230)와 40°내지 50°의 경사각을 이루고, 상부면(top side)은 상기 중간 범퍼(220)가 상기 상하부 범퍼(210, 230)와 25°내지 35°의 경사각을 이룰 수 있다. 특히, 최적의 램측면의 보호를 위하여 중간 범퍼(220)는 45°경사를 가질 수 있으며, 상부면의 보호를 위하여 중간 범퍼(220)는 30°의 경사를 가질 수 있다.
복합 쉴딩 구조체를 실험하는 단계는 복합재료를 선정하여 오토클레이브로 제작하는 단계, LEO 환경에 노출시키는 단계, LEO 환경 후 하락하는 재료 물성을 관찰하는 단계, 1. 경사각을 가지는 단일 범퍼, 2.이중 범퍼, 3. 삼중 범퍼 및 4. 중간 범퍼가 경사각을 가지는 삼중 범퍼를 LGG(light gas gun)을 사용하여 충격 테스트하는 단계, 넥스텔 및 케블라를 포함하는 복합 쉴딩 구조체의 충격 테스트 단계, 이격 거리(standoff distance) 및 면 밀도를 선택하는 단계를 포함할 수 있다.
도 7은 본 발명에 따른 복합 쉴딩 구조체의 실험 개념도로서, 1단계 실험은 경사각을 가지는 단일 복합재료 범퍼(200), 2단계 실험은 경사각을 가지는 이중 복합재료 범퍼(200), 3단계 실험은 상부 범퍼(210), 중간 범퍼(220), 하부 범퍼(230)로 이루어지되, 중간 범퍼(220)가 경사각을 가지고 6층의 넥스텔(300), 18층의 케블라(400)를 더 포함하는 삼중 복합재료 범퍼(200)에 발사체(100)를 발사하여 실험하였다.
보다 구체적으로 도 8 내지 도 18과 실험예들을 통해 본 발명에 따른 복합 차페구조체를 설명하면 다음과 같다.
(실험예 1)
도 8은 carbon/epoxy 시스템에 의한 에너지 흡수를 나타낸 그래프로서, 복합재의 우수성을 확인하기 위하여 알루미늄(6061-T6) 범퍼와 (주)한국화이바에서 생산한 carbon/epoxy 프리프래그(CU125NS)를 [0/±45/90]2s의 적층순서(stacking sequence)로 적층하였다.
본 실험에서는 (주)한국화이바에서 생산한, 4종류의 carbon/epoxy 프리프래그를 사용하였다. 4종의 프래프래그는 각각 한 단층(lamina)의 두께가 0.03mm, 0.05mm, 0.125mm, 0.25mm로 제품명은 앞의 순서대로 CU030NS, CU050NS, CU125NS, CU250NS이다. 또한, 프리프래그 제작에 사용된 탄소섬유는 T700이며, 강화재는 에폭시(epoxy)이다. 동일 면밀도의 복합재 제작을 목표로 각 프리프래그를 준등방성(qausi-isotropic)으로 적층하여 오토클래이브(autoclave)에서 온도와 압력을 가하여 적층판(laminate plate)을 성형하였다. CU125NS는 16층으로 제작되었다.
표 1은 16층으로 적층된 CU125NS의 적층순서를 나타낸 것이다. 비록 각각의 개별층이 기준 좌표에 대하여 등방 또는 이방으로 적층되지만, 준등방성으로 적층된 프리프레그는 적층 수준에서 등방성 재료와 같은 거동을 나타낸다.
Figure 112014049278548-pat00001
제작된 복합재료 시편에 대한 충격 시험에는 2단 압축 개스건(2 stage gas gun)을 사용하였다. 발사체 속도 1000±50m/s 범위의 결과 값을 정리하고, 시편 종류별 단위 무게(1g)당 에너지 흡수량을 계산한 결과는 도 8과 같다. CU030NS부터 CU250NS까지 각 시편의 충격 에너지 흡수량은 각각 1.49 J, 1.51 J, 1.60 J, 1.42 J이다. 단위 무게(1g)당 에너지 흡수량 결과 역시 CU125NS로 제작된 시편이 가장 효과적으로 나타났다.
16층의 CU125NS [0/±45/90]2s가 알루미늄(6061-T6) 보다 평균 7 % 더 많은 에너지를 흡수하는 것이 실험에 의해 입증되었다.
(실험예 2)
도 9는 LGG(light gas gun) 내부에 복합재료 시편을 배열한 사진으로서, (실험예 1)에서 입증된 16 층의 CU125NS [0/±45/90]2s를 2단계의 LGG(light gas gun)를 사용하여 M/OD에 대한 쉴딩실험을 하였다. 유체는 헬륨과 아르곤을 사용하고, 작동압력은 6 내지 12 bar, 100 내지 130 bar이며, 사용된 파편의 무게는 0.25g, 지름이 5.56mm 인 Al2017-T4를 사용하였다. 시편은 발사체 발사 후 880mm에 배치하였으며, 도 9와 같이 30°, 45°, 60°의 경사로 배치되었다.
도 10은 복합재료 시편의 경사에 따른 에너지 흡수 평균을 비교한 그래프로서, 시편에 침투하기 전에 여러 조각으로 파쇄된 발사체는 65°이상의 각도에서는 발사체가 시편을 완전히 통과하지 않는다. 1000 ± 100 m/s 의 속도범위에서 30°, 45°, 60°의 경사에서 에너지 흡수를 나타낸다.
도 11은 0°, 30°, 45°, 60°의 경사에서 에너지 흡수를 나타낸 그래프로서, 0°에서 60°로 입사각의 변화에 따라 에너지 흡수가 전형적으로 증가하였다. 0°에서 30°로 입사각의 변화에 따라 에너지 흡수는 15% 증가하였고, 0°에서 45°로 입사각의 변화에 따라 에너지 흡수는 35% 증가하여, 45°입사각이 30°입사각에 비하여 20% 더 많은 에너지 흡수를 하였다. 60°입사각의 경우, 0°입사각에 비하여 50% 이상, 30°입사각에 비하여 40% 이상, 45°입사각에 비하여 25% 이상 증가하였다.
경사진 복합재료 시편은 경사각이 0°인 수직의 복합재료 시편보다 더 높은 에너지를 흡수하였으며, 복합재료 시편은 기존의 금속 합금에 비하여 평균 7 % 이상의 에너지 흡수를 보였다.
(실험예 3)
도 12는 LGG(light gas gun) 내부에 이중 복합재료 시편을 배열한 사진으로서, 이격 거리(standoff distance)가 100mm인 이중 복합재료 범퍼로 실험하였다. 단일 기준에 모든 실험을 비교하기 위해 비 흡수 에너지를 측정하였다.
도 13은 측정한 속도에 따른 이중 복합재료의 평균 흡수에너지를 나타낸 그래프로서, 흡수에너지는 속도의 증가와 함께 증가하였다.
경사각이 30°인 이중 복합재료 시편의 경우 1500 ±100 m/s의 속도 범위에서 흡수에너지는 평균 300 J/(g/cm2)이고, 2000 ±100 m/s의 속도 범위에서 400 J/(g/cm2)로 증가한다.
경사각이 0°인 이중 복합재료 시편의 경우 1500 ±100 m/s의 속도 범위에서 흡수에너지는 평균 210 J/(g/cm2)이고, 2000 ±100 m/s의 속도 범위에서 350 J/(g/cm2)로 나타났다.
경사각이 45°인 이중 복합재료 시편의 경우 1500 ±100 m/s의 속도 범위에서 흡수에너지는 평균 350 J/(g/cm2)으로 경사각이 30°인 이중 복합재료에 비하여 14% 증가하였다.
특히, 이중 복합재료의 질량 증가와 흡수에너지 증가와의 관계를 비교하면, 경사각이 30°인 이중 복합재료는 경사각이 0°인 이중 복합재료에 비하여 질량은 13% 증가하고, 1500 ±100 m/s의 속도 범위에서 흡수에너지는 30%증가 하였다.
마찬가지로, 경사각이 45°인 이중 복합재료는 경사각이 0°인 이중 복합재료에 비하여 질량은 29% 증가하고, 1500 ±100 m/s의 속도 범위에서 흡수에너지는 40%증가 하였다.
이는 복합재료가 단지 질량의 증가만으로 흡수에너지가 증가하는 것이 아니라 경사를 가지는 구조로 인하여 흡수에너지를 더 증가시키는 것으로서, 경사각을 가지는 쉴딩 구조체가 우주 파편으로부터 보호하기에 우수한 구조임을 나타낸다.
(실험예 4)
이중 복합재료 시편의 우수성은 (실험예 3)에 의해 입증되어 단일 경사 때, 중간 범퍼를 가지는 삼중 복합재료를 실험하였다. 첫 범퍼에서 마지막 범퍼까지 이격 거리(standoff distance)은 200mm를 유지하였다. 도 14는 M/OD로부터 보호하기 위하여 이격 거리(standoff distance)에 따른 범퍼와 뒷벽의 필요 두께를 나타낸 도면이다. 도 14와 같이, 두께 비교가 이루어질 때 200mm 이격 거리(standoff distance)는 초기 추정치로 적절할 수 있다.
도 15는 LGG(light gas gun) 내부에 삼중 복합재료 시편을 배열한 사진으로서, 도 16은 측정한 속도에 따른 삼중 복합재료의 평균 흡수에너지를 나타낸 그래프이다.
경사각이 30°인 삼중 복합재료 시편의 경우 2000 ±100 m/s의 속도 범위에서 흡수에너지는 평균 450 J/(g/cm2)로 나타났다. 삼중 복합재료의 흡수에너지는 경사각이 30°와 45°인 이중 복합재료에 비하여 각각 33%와 22% 높게 나타났다.
경사각이 45°인 삼중 복합재료 시편의 경우 2000 ±100 m/s의 속도 범위에서 흡수에너지는 평균 500 J/(g/cm2)로 나타났으며, 경사각이 30°와 45°인 이중 복합재료에 비하여 각각 40%와 30% 높게 나타났다.
(실험예 5)
최종 실험은 충격강도에 따라 18 케블라(Kevlar) 층으로 총 6 넥스텔(Nextel AF62)층으로 구성되었다. 두 가지 구성으로 NOACoS(수직 각도(0°)와 경사각의 복합 쉴딩)의 NOACoS-30(30°경사각의 중간 범퍼)와 NOACoS-45(45°경사각의 중간 범퍼)를 채택하였다.
우주선의 램(ram) 측면을 보호하기 위하여 NOACoS-45을, 우주선의 상부면(top surface) 을 보호하기 위하여 NOACoS-30을 제안하였다.
표 2는 복합 쉴딩 구조체의 삼중 복합재료 구성을 나타낸 것이다.
Figure 112014049278548-pat00002
충격에 의한 에너지에 기초하여, 마지막 범퍼에 도달할 때 이전 범퍼에 의하여 이미 충격에너지에 의하여 흡수되므로, 첫 번째 범퍼는 넥스텔(Nextel AF62)층이 3겹이고, 중간 범퍼는 2겹, 세번째 범퍼는 1겹이 포함되어 구성될 수 있다.
표 3 및 표 4는 각각 NOACoS-30와 NOACoS-45의 면적밀도를 나타낸 것이다.
Figure 112014049278548-pat00003
Figure 112014049278548-pat00004
삼중 복합재료의 각 범퍼가 (0°,45°,0°)의 경사각으로 배열된 복합 쉴딩 구조체의 2000 ±100 m/s의 속도 범위에서 흡수에너지는 (0°,30°,0°)로 배열된 복합 쉴딩 구조체에 비하여 평균 10%정도 우수하게 나타났다.
복합재료에 내부(stuffing) 직물인 넥스텔(Nextel)과 케블라(Kevlar)를 더 포함한 구성은 발사체와 발사체 조각의 충격과 속도를 늦추는데 우수한 것으로 나타났다. 이는 발사체가 다른 재료와 접하도록 내부에 사용되고 이에 따른 임피던스 불일치는 발사체의 에너지 흡수에 매우 효율적이다.
중간 범퍼의 경사가 30°, 45°인 복합 쉴딩 구조체의 면적밀도는 각각 1.72 g/cm2 와 1.86 g/cm2로서 동일한 수준의 ISS에 사용되는 다른 쉴딩 시스템보다 면적 밀도가 낮으며, 5mm보다 작은 우주의 파편을 대상으로 이격 거리(standoff distance)는 200mm로 유지하였다.
도 17은 탄도 한계 곡선이다. 쉴딩 실험은 약 2 km/s의 속도 범위에서 실시되었지만, 실제 우주환경에서의 파편 속도는 약 7km/s이다. 그러나 도 17과 같이, 탄도 한계 방정식(BLES)에 따라 3km/s 속도보다 낮은 범위는 파편의 대부분이 용융되지 않고 그대로 남아있어 더 많은 손상을 주게 된다. 쉴딩 시스템이 이러한 속도 범위에 대해 보호가 가능하면, 더 높은 속도의 파편으로부터 보호도 가능하다.
이 실험에서는 구형의 발사체에 대한 결과만 고려되었으며 다른 우주 파편에 대하여 검증될 필요가 있으나, 비스듬한 충격에 대하여 삼중 복합재료의 중간범퍼가 경사각을 가지고 배열된 복합 쉴딩 구조체는 이전의 쉴딩 시스템에 비하여 효과적이고 효율적으로 확인되었다.
이상에서는 실시 예를 참조하여 설명하였지만, 해당 기술 분야의 숙련된 당업자는 하기의 특허청구범위에 기재된 본 발명의 사상 및 영역으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있음을 이해할 수 있을 것이다.
100: 발사체 200: 복합재료 범퍼
210: 상부 범퍼 220: 중간 범퍼
230: 하부 범퍼 300: 넥스텔
400: 케블라

Claims (13)

  1. 섬유강화 복합재료가 간격을 두고 배열되되 서로 평행을 이루는 상하부 범퍼 및
    상기 상하부 범퍼 사이에 설치되되 상기 상하부 범퍼와 25°내지 65°의 경사각을 이루어 섬유강화 복합재료로 구성되는 중간 범퍼를 포함하는 것을 특징으로 하는 M/OD(Micrometeoroid/Orbital Debris)로 인한 초고속 충격으로부터 보호하는 것을 특징으로 하는 우주구조물 복합 쉴딩(shielding) 구조체.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 섬유강화 복합재료는 탄소섬유 강화 플라스틱(CFRP:carbonfiber-Reinforced plastics)인 것을 특징으로 하는 우주구조물 복합 쉴딩 구조체.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 섬유강화 복합재료는 carbon/epoxy 프리프레그(prepreg)로 성형한 것을 특징으로 하는 우주구조물 복합 쉴딩 구조체.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 섬유강화 복합재료는 상기 프리프레그를 준등방성(quasi-isotropic)으로 적층하여 오토클래이브에서 온도와 압력을 가하여 성형한 것을 특징으로 하는 우주구조물 복합 쉴딩 구조체.
  5. 삭제
  6. 제1항에 있어서,
    상기 상하부 범퍼 사이에 방탄성을 갖는 파라계 방향족 폴리아마이드 직물섬유층 및 세라믹 합성섬유층을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 우주구조물 복합 쉴딩 구조체.
  7. 제6항에 있어서,
    상기 상부 범퍼의 하부에 5층의 케블라(Kevlar) 및 3층의 넥스텔을 포함하는 것을 특징으로 하는 것을 특징으로 하는 우주구조물 복합 쉴딩 구조체.
  8. 제6항에 있어서,
    상기 중간 범퍼는 8층의 케블라 및 2층의 넥스텔을 포함하되, 상부에 4층의 케블라 및 2층의 넥스텔을 포함하고, 하부에 4층의 케블라을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 우주구조물 복합 쉴딩 구조체.
  9. 제6항에 있어서,
    상기 하부 범퍼의 상부에 1층의 넥스텔 및 5층의 케블라를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 우주구조물 복합 쉴딩 구조체.
  10. 제1항에 있어서,
    상기 상부 범퍼의 중심과 상기 하부 범퍼의 중심 사이의 이격 거리(standoff distance)가 적어도 200 mm인 것을 특징으로 하는 우주구조물 복합 쉴딩 구조체.
  11. 제1항 내지 제4항 및 제6항 내지 제10항 중 어느 한 항의 우주구조물 복합 쉴딩 구조체가 사용되는 우주선에 있어서,
    램측면(ram side)은 상기 중간 범퍼가 상기 상하부 범퍼와 40°내지 50°의 경사각을 이루는 것을 특징으로 하는 우주선.
  12. 삭제
  13. 제11항에 있어서,
    상부면(top side)는 상기 중간 범퍼가 상기 상하부 범퍼와 25°내지 35°의 경사각을 이루는 것을 특징으로 하는 우주선.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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