KR101878566B1 - Menufacturing method of integral nozzle for rocket motor with integrally molded nozzle insulation and integral nozzle for rocket motor menufactured by thereof - Google Patents
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Abstract
본 발명은 페놀 화합물 소재를 포함하는 노즐 내열재가 일체로 성형된 로켓 추진기관용 일체형 노즐의 제조 방법 및 이에 의해 제조된 일체형 노즐에 관한 것으로 보다 상세하게는 페놀 수지 20 내지 25 중량%, 유리섬유 10 내지 30 중량%, 흑연분말 2 내지 5중량%, 운모 10 내지 15 중량%, 실리콘 카바이드 15 내지 8 중량% 및 경화제 15 내지 10 중량%를 포함하여 이루어지는 노즐 내열재 원료를 혼화하는 원료 혼화 단계, 금형을 일정 온도로 예열하여 준비하는 금형 준비 단계, 상기 예열된 금형의 성형공간 내에 노즐 외피를 배치하고, 상기 혼합물을 일정량으로 투입하는 단계, 상기 금형에 열과 압력을 가하여 상기 노즐 외피의 외부면에 노즐 내열재가 일체로 형성되는 일체형 노즐 성형 단계 및 상기 성형된 일체형 노즐을 금형으로부터 탈영하는 탈영 단계를 포함하여 이루어지며, 이와 같은 본 발명의 노즐 제조 방법은 종래에 고체 로켓 추진기관에서 일반적인 복합재형 노즐 소재보다 제조 공정이 단순하고, 가격이 저렴하며, 내열성과 기계적 강도가 우수한 노즐을 제조할 수 있다.The present invention relates to a method for manufacturing an integrated nozzle for a rocket propulsion engine in which a nozzle heat resistant material containing a phenol compound material is integrally molded, and more particularly to a method for manufacturing an integral nozzle for a rocket propulsion engine comprising 20 to 25% by weight of a phenol resin, A raw material mixing step of mixing a raw material for a nozzle heat resistant material comprising 30 wt% of graphite powder, 2 to 5 wt% of graphite powder, 10 to 15 wt% of mica, 15 to 8 wt% of silicon carbide, and 15 to 10 wt% of a curing agent, Placing a nozzle enclosure in a molding space of the preheated mold and injecting the mixture in a predetermined amount; applying heat and pressure to the mold to apply heat to the nozzle outer surface of the outer surface of the nozzle enclosure An integral nozzle forming step in which the ash is integrally formed and a desalting step in which the formed integral nozzle is desorbed from the mold Such a nozzle manufacturing method of the present invention can manufacture a nozzle having a simple manufacturing process, a low cost, a high heat resistance and a high mechanical strength, compared with a general composite nozzle material in a conventional solid rocket propulsion engine .
Description
본 발명은 로켓 추진기관용 노즐에 관한 것으로, 노즐 외피에 내열특성을 지닌 페놀 화합물(penolic compound) 소재를 포함하는 노즐 내열재가 일체로 성형된 로켓 추진기관용 일체형 노즐의 제조 방법 및 이에 의해 제조된 일체형 노즐에 관한 것이다.The present invention relates to a nozzle for a rocket propulsion engine, and more particularly, to a method of manufacturing an integral nozzle for a rocket propulsion system in which a nozzle heat resistant material including a phenolic compound material having a heat resistance property is formed integrally on a nozzle outer surface, .
일반적으로 알려진 전형적인 로켓 추진기관 또는 고체로켓 추진기관(solid rocket motor, SRM)은 연소관, 점화기, 추진제 그레인, 연소관 내열재, 노즐 및 전후방 스커트 등으로 이루어져 있다.A typical known rocket propulsion engine or solid rocket motor (SRM) consists of a combustion tube, an igniter, a propellant grain, a combustion tube heat-resistant material, a nozzle and front and rear skirts.
이 중에서 추진기관에 설치되는 노즐일반적으로 알려진 전형적인 로켓 추진기관 또는 고체로켓 추진기관(solid rocket motor, SRM)은 연소관, 점화기, 추진제 그레인, 연소관 내열재, 노즐 및 전후방 스커트 등으로 이루어져 있다.Among them, the nozzles installed in the propulsion machinery. Typical known rocket propulsion engines or solid rocket propulsion engines (SRM) consist of combustion tubes, igniters, propellant grains, combustion tube heaters, nozzles and front and rear skirts.
이 중에서 추진기관에 설치되는 노즐은 연소실에서 생산된 배기가스를 팽창시켜 운동에너지를 효율적으로 변환시킴으로써 추진기관에 추력을 공급하는 기능을 담당하며, 노즐의 외곽을 형성하고 연소관과 조립가능한 노즐 외피, 노즐목, 노즐목 및 노즐 내열재로 구성된다.Among them, the nozzle installed in the propulsion system functions to supply the thrust to the propulsion engine by efficiently converting the kinetic energy by expanding the exhaust gas produced in the combustion chamber, and forms the outer periphery of the nozzle, A nozzle neck, a nozzle neck, and a nozzle heat resistant material.
일반적으로 고체 로켓 추진기관의 노즐은 복합재를 적용한 노즐이며, 이 복합재 노즐은 주로 유도탄 또는 무유도탄, 우주 발사체에 주로 사용된다. In general, the nozzles of a solid rocket propulsion engine are composite applied nozzles, and these composite nozzles are mainly used for guided missiles, non-guided missiles, and space launch vehicles.
복합재 노즐은 시트 또는 테이프형의 복합재 프리프레그(Prepreg)를 노즐 확장부 형상의 맨드렐(mandrel)에 테이프 형태로 감아 적층 하고, 성형하는 제조 공정으로 이루어진다. 이러한 복합재 프리프레그는 주로 S/P(Silica Phenol), C/P(Carbon Phenol), G/P(Glass Phenol)등으로 이루어진다.The composite nozzle comprises a manufacturing process of winding a sheet or tape composite prepreg in the form of a tape on a mandrel having the shape of a nozzle extension and laminating and molding the same. Such composite prepregs are mainly composed of S / P (Silica Phenol), C / P (Carbon Phenol) and G / P (Glass Phenol).
도 1에 도시된 바와 같이 종래 노즐의 제조방법은 먼저 저온 저장된 소재를 준비하며, 노즐의 소재로 복합재 프리프레그는 주로 -20℃이하의 냉동환경에서 보관해야 하는데, 이때 보관상태가 관리기준에 벗어나면 향후 물성저하를 초래하기 때문이다.As shown in FIG. 1, in the conventional nozzle manufacturing method, the low-temperature stored material is first prepared, and the composite prepreg as the nozzle material should be stored in a freezing environment of -20 ° C. or less. At this time, This will cause deterioration of properties in the future.
그 다음 준비된 소재를 제단하고 계량하며, 노즐의 구조물(노즐 외피)에서 노즐목을 중심으로 전방부(수렴부)와 후방부(확장부)로 각각의 금형을 준비하여 각각 부위의 노즐 내열재를 제조하고, 또한 테이프 형태의 프리프레그를 맨드렐에 테이프 랩핑(Tape Wrapping) 공법으로 감아 제작하는데 이때, 프리프레그 테이프의 섬유 방향 및 인장상태에 따라 최종물의 물성이 결정되어 소재 및 공정 관리에 철저해야 된다. Next, the prepared material is weighed and weighed. Each mold is prepared from the structure (nozzle envelope) of the nozzle to the front part (convergent part) and the rear part (extended part) centering on the nozzle neck, and the nozzle heat- The tape prepreg is wound on a mandrel by a tape wrapping method. At this time, the physical properties of the final product are determined according to the fiber direction and the tensile state of the prepreg tape, and it is necessary to thoroughly manage the material and the process do.
그리고 이 테이프 랩핑(Tape Wrapping) 공법으로 제작된 노즐 내열재 예비 성형체는 진공 배깅(Bagging)하여, 오토 클레이브(Auto-Clave) 또는 하이드로 클레이브(Hydro-Clave)와 같은 고가의 전용 장비를 이용하여 고온, 고압 상태에서 최종 성형한다.The preheater of the nozzle heat-resistant material manufactured by the tape wrapping method is vacuum-bagged and is heated at a high temperature by using an exclusive expensive equipment such as an auto-Clave or a hydro-Clave , And finally molded under a high pressure.
그 다음 노즐의 전방부(수렴부)와 후방부(확장부) 두 개 부분으로 나뉘어 제작된 노즐 내열재를 노즐 외피에 본드 접착 또는 수지이송성형(Resin Transfer Molding, RTM) 공정으로 접착한 후 최종 마감 공정으로 통해 노즐 조립체 또는 노즐 성형체를 제조한다.Next, the nozzle heat-resistant material made by dividing the front portion (converging portion) and the rear portion (extension portion) of the nozzle is bonded to the nozzle outer surface by bond adhesion or resin transfer molding (RTM) Through the finishing process, the nozzle assembly or the nozzle formed body is manufactured.
앞서 설명한 바와 같이 별도의 접착 공정으로 제조된 노즐은 접착 계면에 기공, 이물질 존재 등 결함에 의한 접착력 저하 상태가 발생할 수 있으며, 이러한 접착력 저하 상태의 노즐은 추진기관 작동 시 고온, 고압의 연소기체가 투입되어 노즐 확장부가 후출 될 수 있고, 이러한 현상은 유도탄 또는 무유도탄의 임무를 수행 할 수 없게 된다.As described above, the nozzle manufactured by the separate adhesion process may cause a decrease in adhesion due to defects such as pores and foreign substances present at the bonding interface. In the case of the nozzle having the reduced adhesion state, the high- So that the nozzle extension portion can be drawn out, and this phenomenon can not perform the missions of the guided missile or the non-guided missile.
그리고 위와 같은 종래의 복합재 노즐 제조 방법은 제조 공정이 복잡하며, 이로 인해 제조비용이 높을 뿐만 아니라 제조시간도 장시간 소요되는 등의 문제점이 있다.The conventional method of manufacturing a composite nozzle as described above has a problem in that the manufacturing process is complicated, resulting in a high manufacturing cost and a long manufacturing time.
이에 상기와 같은 점을 감안한 본 발명의 목적은 고체 로켓 추진기관에서 필수적으로 사용되는 노즐에 있어서, 종래에 적용되는 복합재 노즐의 복잡한 제조 공정, 고가, 장시간의 제작기간의 한계를 해결하기 위해 내열 특성을 지닌 페놀 화합물을 포함하는 노즐 내열재를 노즐 외피에 일체로 성형된 로켓 추진기관용 일체형 노즐의 제조 방법 및 이에 의해 제조된 로켓 추진기관용 일체형 노즐을 제공에 목적이 있다.SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in view of the above circumstances and it is an object of the present invention to provide a nozzle for use in a solid rocket propulsion engine, in which a complicated manufacturing process of a conventional composite nozzle, a high price, The present invention provides a method for manufacturing an integrated nozzle for a rocket propulsion system in which a nozzle heat resistant material containing a phenolic compound having a high thermal conductivity is molded integrally with a nozzle shell, and an integrated nozzle for a rocket propulsion engine manufactured by the method.
상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 로켓 추진기관용 일체형 노즐의 제조방법은 페놀 수지 20 내지 25 중량%, 유리섬유 10 내지 30 중량%, 흑연분말 2 내지 5중량%, 운모 10 내지 15 중량%, 실리콘 카바이드 8 내지 15 중량%, 경화제 10 내지 15 중량% 및 기타 첨가제 0.1 내지 15 중량%를 포함하여 이루어지는 노즐 내열재 원료를 균일하게 혼화하여 혼합물을 제조하는 원료 혼화 단계(S310), 상부 금형과 하부 금형으로 이루어지며 내부에 일정 형상의 성형공간이 마련되는 한 쌍의 금형을 일정 온도로 예열하여 준비하는 금형 준비 단계(S330), 상기 예열된 금형의 성형공간 내에 노즐 외피를 배치하고, 상기 혼합물을 일정량으로 미리 계량하여 투입하는 단계(S340), 상기 금형에 열과 압력을 가하여 상기 노즐 외피의 외부면에 노즐 내열재가 일체로 형성되는 일체형 노즐을 성형하는 성형 단계(S350) 및 상기 성형된 일체형 노즐을 금형으로부터 탈영하는 탈영 단계(S360)를 포함하여 이루어진 것을 특징으로 한다.In order to accomplish the above object, the present invention provides a method of manufacturing an integrated nozzle for a rocket propulsion system, comprising the steps of: 20 to 25% by weight of phenolic resin; 10 to 30% by weight of glass fiber; 2 to 5% by weight of graphite powder; A raw material mixing step (S310) for uniformly mixing a nozzle heat resistant material raw material including 8 to 15% by weight of carbide, 10 to 15% by weight of a curing agent and 0.1 to 15% by weight of other additives, A mold preparation step (S330) of preparing a pair of molds having a predetermined molding space therein by preheating the molds at a predetermined temperature, arranging a nozzle casing in the molding space of the preheated mold, (S340), applying heat and pressure to the mold, and integrally forming a nozzle heat-resistant material on the outer surface of the nozzle envelope A characterized by comprising an desertion step (S360) that deserted to the shaping step (S350), and the integral molding for forming the nozzle from the mold.
상기 로켓 추진기관용 일체형 노즐의 제조방법에 있어 상기 탈영 단계(S360) 이후에 성형된 일체형 노즐에 노즐목을 형성하여 최종 제품을 제조하는 단계(S370)를 더 포함할 수 있다.In the manufacturing method of the integral nozzle for a rocket propulsion engine, the method may further include forming a nozzle neck on the integral nozzle formed after the demolding step (S360) to manufacture the final product (S370).
여기서 S370 단계는 수지이송성형(Resin Transfer Molding, RTM)에 의해 상기 일체형 노즐에 노즐목을 형성할 수 있다.In step S370, the nozzle neck may be formed on the integral nozzle by resin transfer molding (RTM).
본 발명에서 노즐목이란 노즐목 삽입재라고도 하며, 흑연(graphite), 탄소/탄소 복합재료(carbon/carbon composites)와 같은 소재로 노즐목을 형성한다.In the present invention, the nozzle neck is also referred to as a nozzle neck insert and forms a nozzle neck with materials such as graphite and carbon / carbon composites.
상기 금형 준비 단계(S330)는 금형의 상부 금형과 하부금형 모두 150 내지 170℃ 온도로 예열시켜 준비하는 단계이다. In the mold preparation step (S330), both the upper mold and the lower mold of the mold are preheated at a temperature of 150 to 170 ° C.
상기 원료 혼화 단계(S310)에서 상기 노즐 내열재 원료로 포함되는 경화제로는 헥사메틸렌테트라아민(hexamethylenetetramine), 트리스하이드록실니트로메탄(tris-hydroxyl nitromethane), 파라포름알데히드(para-formaldehyde), 디메틸아민(dimethylamine), 암모니아(ammonia), 에틸렌디아민(ethylene diamine) 및 포름알데히드(formaldehyde), 트리에틸렌디아민 중에서 선택되는 어느 하나 이상을 사용할 수 있다.In the raw material mixing step (S310), the curing agent included in the nozzle heat resistant material may include hexamethylenetetramine, tris-hydroxyl nitromethane, para-formaldehyde, dimethylamine at least one selected from dimethylamine, ammonia, ethylene diamine, formaldehyde and triethylenediamine can be used.
앞서 설명한 바와 같은 제조방법으로 제조된 본 발명의 로켓 추진기관용 일체형 노즐은 인장강도가 23 N/mm2 이상이고, 굴곡강도는 45 N/mm2 이상이고, 압축강도는 88 N/mm2 이상이고, 충격강도 1.7kgf/cm2 이상이며, 상기 로켓 추진기관용 일체형 노즐의 밀도는 1.8 내지 2.2 g/cc인 것을 특징으로 한다.The integrated nozzle for a rocket propulsion engine manufactured by the above-described manufacturing method of the present invention has a tensile strength of 23 N / mm 2 or more, a flexural strength of 45 N / mm 2 or more, a compressive strength of 88 N / mm 2 or more , An impact strength of 1.7 kgf / cm 2 or more, and a density of the integral type nozzle for the rocket propulsion system is 1.8 to 2.2 g / cc.
이러한 본 발명의 로켓 추진기관용 일체형 노즐의 제조 방법은 종래 복합재 노즐 제조방법과 다르게 노즐목 삽입재의 전방부에 부위인 수렴부와 노즐목 삽입재의 후방부 부위인 확장부를 일체형으로 성형함으로써, 제조 공정을 단순화하는 효과가 있다.The manufacturing method of the integral nozzle for a rocket propulsion engine according to the present invention is different from the conventional method for manufacturing a composite nozzle by integrally forming the convergent portion at the front portion of the nozzle neck insert and the extension portion at the rear portion of the nozzle neck insert, There is an effect of simplification.
아울러 이러한 제조방법을 통해 노즐 외피에 내열특성을 지닌 페놀 화합물(penolic compound) 소재를 포함하는 노즐 내열재가 일체로 성형된 로켓 추진기관용 일체형 노즐을 형성함으로써 내열성과 기계적 강도가 우수한 노즐을 제조할 수 있는 효과가 있다.In addition, it is possible to manufacture a nozzle having excellent heat resistance and mechanical strength by forming an integrated nozzle for a rocket propulsion engine in which a nozzle heat resistant material including a phenolic compound material having heat resistance characteristics on a nozzle outer surface is integrally formed through such a manufacturing method It is effective.
도 1은 종래 복합재 내열재 노즐 제조 방법을 도시한 공정도이다.
도 2는 본 발명의 로켓 추진기관용 일체형 노즐 제조방법을 도시한 공정도이다.
도 3은 본 발명에 따른 일체형 노즐 단면도이다.
도 4는 종래 복합재 내열재 노즐 단면도이다.
도 5는 본 발명에 따른 지상 연소 시험 후 각 소재에 따른 삭마 특성 3차원 치수 검사 결과를 나타낸 도면이다.1 is a process diagram showing a conventional manufacturing method of a heat-resistant material for a composite material.
2 is a process diagram showing a method of manufacturing an integral type nozzle for a rocket propulsion system according to the present invention.
3 is a cross-sectional view of the integral nozzle according to the present invention.
4 is a cross-sectional view of a conventional composite heat-resisting material nozzle.
FIG. 5 is a graph showing the results of three-dimensional measurement of abrasion characteristics according to each material after the ground burning test according to the present invention.
본 명세서에서 사용되는 “구성된다”, “포함한다” 또는 “첨가된다” 등의 용어는 명세서 상에 기재된 여러 구성 요소들, 또는 여러 단계들을 반드시 모두 포함하는 것으로 해석되지 않아야 하며, 그 중 일부 구성 요소들 또는 일부 단계들은 포함되지 않을 수도 있고, 또한 추가적인 구성 요소 또는 단계들을 더 포함할 수 있는 것으로 해석되어야 한다.As used herein, the terms " comprising, " " comprising, " or " added to, " and the like shall not be construed as necessarily including the various components or steps described in the specification, Elements or some steps may not be included and should be interpreted as further including additional elements or steps.
이하, 본 발명의 일례를 첨부된 도면을 참조로 상세히 설명하며, 이러한 일례는 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으므로, 여기에서 설명한 바에 한정되지 않는다.Hereinafter, exemplary embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings, which are not intended to limit the scope of the present invention to those skilled in the art. .
도 2는 본 발명의 로켓 추진기관용 일체화 노즐의 제조방법을 나타낸 것으로 도시된 바와 같이 원료 혼화 단계(S310), 혼합물 계량 단계(S320), 금형 준비 단계(S330), 노즐 외피 투입 및 혼합물 투입 단계(S340), 일체형 노즐 성형 단계(S350), 탈영 단계(S360) 및 노즐목 조립 및 마무리 가공 단계(S370)를 포함하여 이루어진다.FIG. 2 shows a method of manufacturing the integrated nozzle for a rocket propulsion engine according to the present invention. As shown in FIG. 2, the mixing step S310, the mixture metering step S320, the mold preparation step S330, S340), an integral nozzle forming step S350, a desorption step S360, and a nozzle neck assembling and finishing step S370.
원료 혼화 단계(S310)는 페놀 화합물로 구성되는 노즐 내열재 원료를 믹서를 이용하여 균일하게 혼화하여 혼합물을 제조하는 단계이다.The raw material mixing step (S310) is a step of preparing a mixture by homogeneously mixing the nozzle heat resistant material composed of a phenol compound with a mixer.
본 발명에서 '페놀 화합물'이란 페놀 수지 및 페놀 동족체 또는 이들 화합물의 혼합물 중 하나 이상을 포함하는 화합물로, 구체적으로 페놀 화합물은 페놀 수지에 유리 단섬유, 흑연분말, 운모(MICA), 실리콘 카바이드, 경화제 및 기타 첨가제 중 어느 하나가 포함된 화합물을 의미한다.In the present invention, the term " phenolic compound " refers to a compound containing at least one of a phenolic resin and a phenolic homolog or a mixture of these compounds. Specifically, the phenolic compound may be added to the phenolic resin as short staple fibers, graphite powder, mica (MICA) ≪ / RTI > and other additives. ≪ / RTI >
구체적으로 상기 원료 혼화 단계(S310)는 페놀 수지 20 내지 25 중량%, 유리섬유 10 내지 30 중량%, 흑연분말 2 내지 5중량%, 운모 10 내지 15 중량%, 실리콘 카바이드 8 내지 15 중량% 및 경화제 10 내지 15 중량%를 포함하여 이루어지는 노즐 내열재 원료는 각 원료들의 입자들이 골고루 분사되도록 혼화하여 노즐 내열재 혼합물을 제조한다.Specifically, the raw material mixing step (S310) may include mixing 20 to 25% by weight of a phenol resin, 10 to 30% by weight of glass fibers, 2 to 5% by weight of graphite powder, 10 to 15% by weight of mica, 8 to 15% 10 to 15% by weight of the total amount of the heat resistant material is mixed with the particles of the respective raw materials so as to uniformly spray the heat resistant material mixture.
페놀 수지는 페놀(Phenol)류와 포름알데히드(Formaldehyde)류를 반응시켜 제조되는 열경화성 수지로 내열성, 내약품성, 치수 안정성이 뛰어나며, 자기소화온도가 480℃ 정도로 매우 놓고 연소시 분해가스는 물(H2O)과 이산화탄소(CO2)가 주 생성물로서 연기발생량이 적고 독성가스의 발생이 적다.Phenol resin is a thermosetting resin produced by reacting phenol and formaldehyde. It is excellent in heat resistance, chemical resistance and dimensional stability. It has very high self-extinguishing temperature of about 480 ℃. 2 O) and carbon dioxide (CO 2 ) are the main products, which generate less smoke and less toxic gas.
본 발명에서 페놀 수지로는 레졸 타입(Resol type) 또는 노볼락(Novolac type)의 페놀 수지를 사용할 수 있으며, 바람직하게는 경화제를 가하여 가열되면 경화되는 노볼락(Novolac) 타입의 페놀 수지를 사용할 수 있다.As the phenol resin in the present invention, it is possible to use a phenol resin of Resol type or Novolac type, preferably a Novolac type phenol resin which is cured when heated with a curing agent have.
그러므로 노즐 내열재 혼합물 내에서 페놀 수지는 노즐 내열재의 내열성을 부여하기 위한 주재료로, 그 첨가량은 노즐 내열재 원료의 총량에 대하여 20 내지 25 중량%를 포함할 수 있으며, 페놀 수지의 함량이 20 중량% 미만이면 노즐 내열재의 내열성이 떨어지며 25 중량%를 초과이면 분말형의 페놀을 다른 노즐 내열재 원료와 혼합할 때 분말이 서로 뭉쳐 장기 저장성에 좋지 않으며, 내열성 소재의 딱딱한(brittle) 특성상 인장 강도가 약해져 노즐 내열재가 충격에 약할 수 있고, 경화가 늦어져 성형조건 및 치수변화에 한계가 있다.Therefore, the phenol resin in the nozzle heat resistant material mixture is a main material for imparting heat resistance to the nozzle heat resistant material, and the amount of the phenol resin added may be 20 to 25% by weight based on the total amount of the nozzle heat resistant material, %, The heat resistance of the nozzle heat resistant material deteriorates. When the amount of the phenolic powder exceeds 25% by weight, the powder tends to adhere to each other when mixed with the other nozzle heat resistant material, resulting in poor long-term storage stability. On the brittle nature of the heat resistant material, The nozzle heat resistant material may be weak to the impact, and the curing may be delayed, so that molding conditions and dimensional changes are limited.
유리섬유(glass fiber)는 노즐 내열재의 강성을 향상시키기 위해 포함할 수 있으며, 본 발명에서 사용되는 유리섬유는 통상적으로 사용되는 유리섬유로서, 통상 당업자가 사용하는 고무이면 특별히 제한되는 것은 아니다. 예를 들면 3내지 6mm촙(chop) 형태의 유리섬유 또는 원형, 코쿤(cocoon), 또는 플랫(flat) 형태의 유리섬유 일 수 있으며, 페놀 수지 및 다른 원료와의 계면접착력을 향상시키기 위해 특정 물질로 코딩된 유리섬유를 사용할 수도 있다. The glass fiber may be included in order to improve the rigidity of the nozzle heat resistant material. The glass fiber used in the present invention is a commonly used glass fiber and is not particularly limited as long as it is a rubber used by those skilled in the art. For example, glass fibers of the type of 3 to 6 mm chop or glass fibers of the round, cocoon, or flat type, and may be made of a specific material May be used.
상기 유리섬유는 노즐 내열재 원료의 총량에 대하여 10 중량% 미만으로 첨가하면 노즐 내열재의 인장강도와 굴곡강도가 떨어지며, 반대로 30중량% 초과이면 성형성이 저하되어 성형된 노즐 내열재의 표면이 불량할 수 있다.When the glass fiber is added in an amount of less than 10% by weight based on the total amount of the material of the nozzle heat resistant material, the tensile strength and the bending strength of the nozzle heat resistant material deteriorate. Conversely, if the glass fiber exceeds 30% by weight, the formability is deteriorated, .
흑연 분말은 다공성 탄소 소재로 노즐 내열재에서 단열성을 향상시키는 물성의 분말이고, 본 발명에서 사용되는 흑연 분말은 통상적으로 사용되는 통상의 흑연 분말로 이는 30 내지 80 메쉬의 입경 크기를 갖는 흑연 분말을 의미한다.The graphite powder used in the present invention is a conventional graphite powder which has a particle size of 30 to 80 mesh. The graphite powder is a graphite powder having an average particle size of 30 to 80 mesh it means.
상기 흑연 분말은 노즐 내열재 원료의 총량에 대해 2 내지 5중량%로 포함할 수 있다. 흑연 분말이 상기 제시된 범위를 벗어나면 단열성의 효과가 없다.The graphite powder may be contained in an amount of 2 to 5% by weight based on the total amount of the nozzle heat resistant material. When the graphite powder is out of the above-mentioned range, the effect of heat insulation is not obtained.
운모(MICA)는 성형시 다른 노즐 내열재 원료들 간의 점력을 향상시키기고, 기계적 마모현상을 줄이는 역할을 하는 것으로 노즐 내열재 원료의 총량에 대하여 10 내지 15 중량%를 포함할 수 있으며, 운모 함량이 10 중량% 미만이면 노즐 내열재의 성형력이 저하되고, 15 중량%를 초과하면 비용 상승 문제가 발생될 수 있다. The mica (MICA) improves the viscosity between the other nozzle heat-resistant materials during molding and reduces the mechanical wear. The MICA may contain 10-15 wt% of the total amount of the nozzle heat-resistant material, If it is less than 10% by weight, the forming force of the nozzle heat resistant material is lowered, and if it is more than 15% by weight, a problem of increase in cost may occur.
실리콘 카바이드(silicon carbide, SiC)는 물리 화학적으로 안정하고 내열성과 열전도성이 좋은 물질로 고온에서의 안정성과 강도, 내마모성이 우수하므로, 노즐 내열재의 내열성을 부여하기 위해 첨가한다.Silicon carbide (SiC) is physicochemically stable and has good thermal and thermal conductivity. It has excellent stability at high temperature, strength and abrasion resistance, so it is added to give heat resistance of nozzle heat resistant material.
실리콘 카바이드는 내열성을 고려하여 노즐 내열재 원료의 총량에 대하여 8 내지 15 중량%를 포함할 수 있으며, 8중량% 미만이면 노즐 내열재의 내열성이 저하되고, 15 중량%를 초과하여 과잉 첨가될 경우 경도(hardness)가 높아져 노즐 내열재의 성형성이 저하될 수 있다.In view of heat resistance, silicon carbide may contain 8 to 15% by weight based on the total amount of the nozzle heat resistant material. If it is less than 8% by weight, the heat resistance of the nozzle heat resistant material is lowered. the hardness of the nozzle heat resistant material may be increased and the formability of the nozzle heat resistant material may be deteriorated.
경화제 경화반응을 촉진시키는 촉매로서 본 발명에서 경화제는 이소포론디이소시아네이트(isophorone diisocyanante, IPDI), 다이머디이소시아네이트(dimer diisocyanante, DDI) 및 헥사메틸렌디이소시아네이트(hexamethylene diisocyanate, HDI) 중에서 선택되는 어느 하나 이상의 물질을 사용할 수 있다.As a catalyst for accelerating the curing reaction of the curing agent, in the present invention, the curing agent is at least one selected from the group consisting of isophorone diisocyanate (IPDI), dimer diisocyanate (DDI) and hexamethylene diisocyanate (HDI) Materials can be used.
상기 경화제는 노즐 내열재 원료의 총량에 대하여 10 내지 15 중량%를 포함할 수 있으며, 상기 제시된 경화제의 함량은 노즐 내열재 소재인 페놀 화합물의 경화 반응에 필요한 함량으로서, 경화제가 10 중량% 미만이면 경화가 제대로 이루어지지 못해 공정에 많은 시간이 소요될 수 있고, 반대로 15중량% 이상이면 오히려 성형공정 시 빨리 경화되고, 내열재의 기계적 물성이 저하되는 문제가 발생할 수 있다.The curing agent may include 10 to 15% by weight based on the total amount of the material of the nozzle heat resistant material, and the content of the curing agent is a content required for the curing reaction of the phenol compound as the material of the nozzle heat resistant material. When the curing agent is less than 10% The process may take a long time because the curing is not properly carried out. Conversely, if it is 15% by weight or more, it may be hardened quickly in the molding process and the mechanical properties of the heat resistant material may be deteriorated.
기타 첨가제는 상기 제시된 물질 외에도 본 발명의 노즐 내열재는 통상의 노즐 내열재에 포함될 수 있는 첨가제들을 필요에 따라서 더 포함할 수 있다. 상기 첨가제로는 예를 들면, 경화 조촉매, 산화방지제, 분산제, 계면활성제 등을 들 수 있으며, 이들 성분들은 노즐 내열재 원료의 총량에 대하여 0.1 내지 15 중량%으로 사용되는 것이 바람직하다. In addition to the above-mentioned materials, the nozzle heat resistant material of the present invention may further include other additives that may be included in the conventional nozzle heat resistant material, if necessary. Examples of the additive include a curing promoter, an antioxidant, a dispersant, and a surfactant. These components are preferably used in an amount of 0.1 to 15% by weight based on the total amount of the nozzle heat resistant material.
다음으로 혼합물 계량 단계(S320)는 상기 원료 혼화 단계(S310)에서 상기와 같은 조성을 갖는 본 발명의 노즐 내열재 원료를 믹서를 이용하여 균일하게 혼합된 혼합물을 일정 부피와 중량으로 계량하는 단계이다. Next, the mixture measuring step (S320) is a step of measuring the mixture of the nozzle heat resistant material of the present invention having the above composition in a uniform volume and weight by using a mixer in the raw material mixing step (S310).
그 다음 과정은 노즐 내열재를 성형하는 단계로, 금형 준비 단계(S330)는 상기 노즐 내열재 혼합물을 성형하기 위한 금형을 준비하는 단계이다. 여기서 사용되는 금형은 상부 금형과 하부 금형으로 이루어지며 내부에 일정 형상의 성형공간이 마련되는 한 쌍의 금형을 일정 온도로 예열하여 준비하는 단계이며, 이때 금형은 상부와 하부 모두 150 내지 170℃ 온도로 예열시킬 수 있다.The next process is a step of molding the nozzle heat resistant material, and the mold preparing step (S330) is a step of preparing a mold for molding the nozzle heat resistant material mixture. The mold used here is a step of preparing a pair of molds having an upper mold and a lower mold and having a predetermined molding space therein by preheating the molds at a predetermined temperature, Lt; / RTI >
상기 예열되어 준비된 금형의 성형공간 내에 미리 형성된 노즐 외피를 배치하고, 상기 미리 계량된 노즐 내열재 혼합물을 금형 내에 투입하고(S340), 상기 금형에 상기 금형에 열과 압력을 가하여, 가해지는 열과 압력에 의해 상기 노즐 외피의 외부면에 노즐 내열재가 일체로 형성되는 일체형 노즐을 성형하는 일체형 노즐 성형 단계(S350)을 수행한다.A nozzle envelope formed in advance in the molding space of the preliminarily prepared mold is placed and the preliminarily measured mixture of the nozzle heat resistant material is charged into the mold at step S340 to apply heat and pressure to the mold, (S350) for forming an integral nozzle having a nozzle heat-resistant member integrally formed on the outer surface of the nozzle shell.
성형이 완료되면 가압을 해제하고 금형을 개방하여 성형된 일체형 노즐을 금형으로부터 탈영하고(S360), 성형품인 일체형 노즐에 노즐목을 조립한다. 여기서 노즐목은 노즐목 삽입재를 의미하며, 노즐목 삽입재는 삭마에 의한 노즐목 확공을 억제시키기 위해서 내상마성이 우수한 소재를 적용할 수 있으며, 일반적으로 노즐목 삽입재의 소재로 흑연(graphite), 탄소/탄소 복합재료(carbon/carbon composites)를 적용할 수 있다.When the molding is completed, the pressurization is released, the mold is opened, and the formed integral nozzle is desorbed from the mold (S360). Then, the nozzle neck is assembled to the integral nozzle as a molded product. Herein, the nozzle neck refers to the nozzle neck insert, and the nozzle neck insert can employ a material having excellent resistance to in-situ machining in order to suppress the nozzle throat by abrasion. Generally, as the material of the nozzle neck insert, graphite, Carbon / carbon composites can be applied.
바람직하게 본 발명에서 상기 노즐목은 1.9g/cc를 갖는 흑연(graphite) 소재를 적용할 수 있다.Preferably, the nozzle neck of the present invention may be a graphite material having a density of 1.9 g / cc.
마지막으로 최종 성형된 일체형 노즐의 버(burr) 제거 등을 포함한 마무리 가공 단계(S370)를 수행한다.Finally, a finish machining step (S370) including a burr removal of the finally formed integrated nozzle is performed.
이렇게 제조된 본 발명의 일체형 노즐은 도 3에 도시된 바와 같으며, 도 4에서의 노즐외피(50)에 노즐목(10)을 중심으로 노즐 내열재 확장부(30) 및 노즐 내열재 수렴부(20)를 별도로 형성한 종래의 복합재 노즐와 다르게 본 발명의 일체형 노즐은 노즐 내열재의 수렴부와 노즐 내열재의 확장부를 일체형으로 형성된 일체형 노즐 내열재(40)형태를 갖는다. The integrated nozzle of the present invention thus manufactured is as shown in FIG. 3, and the nozzle heat-resistant
이하, 본 발명의 비교예 및 실시예를 이용하여 본 발명을 보다 구체적으로 설명한다. 그러나 이들 비교예 및 실시예는 본 발명의 예시일 뿐이며 본 발명의 범위가 이들 비교예 및 실시예에 한정되지 않고 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 수정 및 변경될 수 있다.Hereinafter, the present invention will be described in more detail with reference to comparative examples and examples of the present invention. However, these comparative examples and examples are merely examples of the present invention, and the scope of the present invention is not limited to these comparative examples and examples, and can be modified and changed without departing from the essential characteristics of the present invention.
하기 표 1에 기재된 성분과 함량을 혼합하여 본 발명의 실시예에 대한 노즐 내열재를 제조하였다. 하기 표 1에서 각 재료의 함량의 단위는 노즐 내열재 원료 총량에 대해서 중량%이다.A nozzle heat resistance material according to an embodiment of the present invention was prepared by mixing the ingredients and the contents shown in Table 1 below. In Table 1, the unit of the content of each material is% by weight with respect to the total amount of the material of the nozzle heat resistant material.
상기 설명된 실시예 1과 실시예 2에 따라 얻어지는 노즐 내열재 조성을 적용한 시편을 제조하여, 이와 같이 제조된 시편에 대하여 노즐 내열재의 인장강도, 굴곡 강도, 압축 강도, 충격 강도 및 밀도의 물성 평가를 시험하였으며, 이러한 실험예에 대한 결과는 하기 표 2에 나타내었다.The specimen to which the nozzle heat-resistant material composition obtained according to the above-described Example 1 and Example 2 was applied was subjected to evaluation of tensile strength, bending strength, compressive strength, impact strength and density of the nozzle heat- And the results of these experimental examples are shown in Table 2 below.
추진기관 작동 시 최대 3000psia의 압력이 발생되어 노즐 수렴부에 가해지므로, 노즐 내열재 및 노즐 외피는 그 압력하중에 구조적으로 안전한 물성을 지녀야 한다.Since a pressure of up to 3000 psia is generated at the operation of the propulsion system and is applied to the convergence portion of the nozzle, the nozzle heat-resistant material and the nozzle envelope should have structurally safe properties for the pressure load.
따라서 본 발명에서 일체형 노즐의 물성은 상기 표 1에 나타낸 것처럼 인장강도 23.0N/mm2 이상, 굴곡강도 45.0N/mm2 이상, 압축강도 88N/mm2 이상, 충격강도 1.7kgf/cm2 이상, 밀도 1.8~2.2g/cc의 특성을 보유하여야 하며, 상기 표 2에 도시된 바와 같이 본 발명의 실시예 1과 실시예 2 모두 상기 제시된 물성 기준 값을 만족하는 것을 확인하였다.Therefore, physical properties of the one-piece nozzle in the present invention, the tensile strength 23.0N / mm 2 or more, the flexural strength 45.0N / mm 2 or higher, the compression strength of 88N / mm 2 or more, impact strength of 1.7kgf / cm 2 or more as shown in Table 1, And the density should be 1.8 to 2.2 g / cc. As shown in Table 2, both Example 1 and Example 2 of the present invention satisfied the above-mentioned physical property standard values.
노즐 표면은 고온의 연소생성물에 의해 기계적 침식(mechanical erosion), 화학적 침식(chemical erosion), 증발(evaporation), 용융(melting), 숯화(charring) 등 여러 가지 거동으로 반응하게 되며, 보통 이것을 통칭하여 삭마(ablation)라 부른다.The surface of the nozzle reacts with various behaviors such as mechanical erosion, chemical erosion, evaporation, melting, charring and the like by the high temperature combustion products, Ablation.
따라서 노즐 내열재의 삭마 특성을 알아보고자 추진기관의 지상 연소 시험 후 3차원 측정기를 이용하여 노즐 내열재 부분의 중심축 방향으로 내열재 내면을 측정한 실험예를 수행하였다.Therefore, in order to investigate the abrasion characteristics of the nozzle heat - resistant material, an experimental example of measuring the inner surface of the heat - resistant material in the direction of the central axis of the nozzle heat - resistant material portion was performed using a three - dimensional measuring device after the ground combustion test of the propulsion engine.
다음과 같은 지상 연소 시험의 실험예를 수행하기 위해 상기 실시예 1과 실시예 2의 노즐 내열재를 제조하였으며, 앞서 도 2에서 설명한 바와 같은 일체형 노즐 제조 방법을 통해 노즐 제품을 형성하였으며, 형성된 노즐 제품을 동일한 형상으로 고체 로켓 추진기관에 배치한 추진기관을 제작하였다.In order to carry out an experimental example of the above-described ground combustion test, the nozzle heat resistant materials of the first and second embodiments were manufactured. A nozzle product was formed through the method of manufacturing an integral nozzle as described above with reference to FIG. 2, A propulsion engine was constructed in which the product was placed in a solid rocket propulsion engine in the same shape.
본 발명의 노즐 내열재의 삭마 특성을 비교하기 위해 비교예로는 노즐 내열재로 종래의 탄소/페놀(C/P) 복합재료로 형성된 노즐이며, 이는 도 1에 설명한 바와 같은 일반적인 노즐 제작방법으로 제작한 노즐을 사용하여 상기 실시예 1과 2의 동일한 형상으로 고체 로켓 추진기관에 배치한 추진기관을 제작하였다.In order to compare the abrasion characteristics of the nozzle heat resistant material of the present invention, a comparative example is a nozzle formed of a conventional carbon / phenol (C / P) composite material as a nozzle heat resistant material, A propelling engine having the same shape as that of the first and second embodiments was disposed in a solid rocket propulsion engine using a single nozzle.
그리고 상기와 같이 제조된 실시예 1, 실시예 2 및 비교예의 추진기관에 적용되는 추진제는 HTPB(Hydroxy Terminated Polybutadiene)계 추진제이며, HTPB 바인더 7.8%, 산화제로 AP(Ammonium Perchlorate) 70.5%, 금속연료로 알루미늄(Al) 18% 및 기타 첨가제를 적용한 추진제 조성을 적용하여, 지상 연소 시험을 수행하였다.The propellant applied to the propulsion engines of Examples 1, 2 and Comparative Example was HTPB (Hydroxy Terminated Polybutadiene) based propellant, and contained 7.8% of HTPB binder, 70.5% of AP (Ammonium Perchlorate) (Al) 18% and other additives were applied to the surface combustion test.
도 5는 지상 연소 시험 후 노즐 내열재의 모습을 나타낸 도면이다. 도 5에 도시된 바와 같이 지상 연소 시험 결과 비교예의 경우로 빨간색 선으로 나타낸 종래 복합재 내열재의 경우는, 복합 내열재의 섬유 및 소재가 덩어리로 뜯긴 흔적이 확인되었으며, 이와 달리 본 발명의 실시예에 따른 일체형 노즐에서 노즐 내열재의 지상 연소 시험 후 형상으로 실시예 1의 파란색선과 실시예 2의 하늘색 선을 살펴보면, 실시예는 비교예와 달리 전체적으로 고르게 삭마된 것을 확인할 수 있었다.5 is a view showing a state of the nozzle heat resistant member after the ground combustion test. As shown in FIG. 5, in the case of the comparative example of the ground burning test, in the case of the conventional composite heat-resistant material indicated by the red line, the traces of the fiber and the material of the composite heat-resisting material were observed to be lumpy. The blue line of Example 1 and the sky blue line of Example 2 were observed in the shape after the ground combustion test of the nozzle heat resistant material in the integral nozzle, and it was confirmed that the example was abraded as a whole unlike the comparative example.
또한, 일체형 노즐의 경우 상세 확인한 결과 실시예 1과 실시예 2는 서로 유사한 형태를 보이지만, 실리콘 카바이드가 상대적으로 많이 포함된 실시예 1의 조성을 갖는 노즐의 표면이 실시예 2의 노즐보다 상대적으로 고르지 않게 삭마됨을 확인 할 수 있었다.In the case of the integral type nozzle, the results of the detailed examination show that the first and second embodiments are similar to each other, but the surface of the nozzle having the composition of Example 1 containing relatively large amount of silicon carbide is relatively uneven than the nozzle of Embodiment 2 I was able to confirm that it was not abraded.
노즐 표면의 삭마는 물리적인 삭마와 화학적 삭마로 이루어 지는데, 이는 추진제의 조성 및 연소기체 종과 노즐 내열재 조성에 의존하는 것으로 알려져 있으며, 알루미늄(Al)이 상대적으로 많이 포함된 추진제의 경우 연소 시 노즐 내열재의 실리카와의 화학적 반응으로 삭마가 커질 수 있다. The ablation of the nozzle surface consists of physical abrasion and chemical ablation, which is known to depend on the composition of the propellant and on the combustion gas species and nozzle heat-resisting composition. In the case of the propellant containing a relatively large amount of aluminum (Al) The chemical reaction with the silica of the nozzle heat resistant material can increase the abrasion.
그러므로 추진제의 원료 조성에 따라 앞서 제시된 실시예 1과 실시예 2의 두 가지 조성을 기준으로 적절하게 변경하여 노즐 내열재를 적용할 수 있다.Therefore, according to the composition of the propellant, the nozzle heat-resistant material can be applied by appropriately changing the composition according to the two compositions of Example 1 and Example 2 described above.
앞서 살펴본 바와 같이 본 발명의 고체 로켓 추진기관에 노즐 내열재 조성 및 일체형 노즐의 제조 방법을 적용함에 따라 추진기관 작동 환경으로 작동 압력이 최대 3000psia, 작동 시간이 약 5초에서 기존에 주로 사용했던 복합재 노즐보다 고온, 고압의 추진제 연소기체의 안전성을 지니므로 균질한 삭마 특성을 갖는 노즐 제조가 가능하다.As described above, by applying the nozzle heat-resistant material composition and the method of manufacturing the integral nozzle to the solid rocket propulsion engine of the present invention, the operating pressure of the propulsion engine is up to 3000 psia and the operation time is about 5 seconds. Because of the safety of the high temperature and high pressure propellant combustion gas than the nozzles, it is possible to manufacture nozzles with homogeneous abrasive characteristics.
그리고 본 발명은 기존 복합재 내열재 노즐에서 구현할 수 없었던 노즐의 일체화 성형 제작이 가능하여, 종래 접착 공정에서 발생되는 접착력 저하로 인한 문제를 해결할 수 있으므로 유도탄 비행모터, 사출 모터 또는 무유도탄 추진기관 등에 적용이 가능한 효과가 있다.In addition, the present invention can solve the problems caused by a decrease in adhesive force generated in the conventional bonding process since the nozzles can be integrally molded and manufactured, which could not be realized in conventional heat-resistant material nozzles of a composite material. There is a possible effect.
또한, 노즐 내열재를 노즐 외피에 일체로 형성시킴으로써 종래의 복합재 노즐의 복잡하고 장시간 소요되는 문제점을 해결하여 간단한 노즐 제조방법을 제공할 수 있다. 이로 인해 추진기관에서 많은 비용을 차지하는 노즐의 가공비 줄일 수 있고, 저렴하고 수급이 용이한 소재가 적용되므로 재료비 또한 줄일 수 있어 대량 생산의 기본적인 특성인 제조비용 및 제조시간을 줄이는 효과가 있다.In addition, by forming the nozzle heat-resistant material integrally with the nozzle skin, it is possible to provide a simple nozzle manufacturing method by solving the complicated and long-time problem of the conventional composite nozzle. As a result, it is possible to reduce the processing cost of the nozzles, which is costly in the propulsion engine, and the material cost can be reduced because the inexpensive and easy-to-supply materials are applied, thereby reducing manufacturing cost and manufacturing time, which are fundamental characteristics of mass production.
앞서 살펴본 일예는 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자인 당업자가 본 발명을 용이하게 실시할 수 있도록 하는 바람직한 실시 예일 뿐, 전술한 실시 예 및 첨부한 도면에 한정되는 것이 아니므로 이로 인해 본 발명의 권리범위가 한정되는 것은 아니다. 따라서 본 발명의 기술적 사상을 벗어나지 않는 범위 내에서 여러 가지 치환, 변형 및 변경이 가능하다는 것이 당업자에게 있어 명백할 것이며, 당업자에 의해 용이하게 변경 가능한 부분도 본 발명의 권리범위에 포함됨은 자명하다.It is to be understood that both the foregoing general description and the following detailed description of the present invention are exemplary and explanatory and are intended to provide further explanation of the invention as claimed. The scope of the present invention is not limited thereto. It will be apparent to those skilled in the art that various changes, substitutions, and alterations can be made hereto without departing from the spirit of the present invention, and it is obvious that those parts easily changeable by those skilled in the art are included in the scope of the present invention.
10 : 노즐목
20 : 노즐 내열재 수렴부
30 : 노즐 내열재 확장부
40 : 일체형 노즐 내열재10: Nozzle neck
20: nozzle heat-resistant material converging portion
30: nozzle heat-
40: integral type nozzle heat-resisting material
Claims (11)
상부 금형과 하부 금형으로 이루어지며 내부에 일정 형상의 성형공간이 마련되는 한 쌍의 금형을 일정 온도로 예열하여 준비하는 금형 준비 단계;
상기 예열된 금형의 성형공간 내에 노즐 외피를 배치하고, 상기 혼합물을 일정량으로 미리 계량하여 투입하는 단계;
상기 금형에 열과 압력을 가하여 상기 노즐 외피의 외부면에 노즐 내열재가 일체로 형성되는 일체형 노즐을 성형하는 성형 단계; 및
상기 성형된 일체형 노즐을 금형으로부터 탈영하는 탈영 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 로켓 추진기관용 일체형 노즐의 제조 방법.Wherein the curable composition comprises 20 to 25 wt% of phenolic resin, 10 to 30 wt% of glass fiber, 2 to 5 wt% of graphite powder, 10 to 15 wt% of mica, 8 to 15 wt% of silicon carbide, 10 to 15 wt% of curing agent, 15% by weight of a heat-resistant material for a nozzle;
A mold preparing step of preheating and preparing a pair of molds, which are composed of an upper mold and a lower mold and have a predetermined molding space therein, at a predetermined temperature;
Disposing a nozzle envelope in the molding space of the preheated metal mold, pre-weighing the mixture in a predetermined amount, and inputting the mixture;
A molding step of applying a heat and a pressure to the mold to form a monolithic nozzle having a nozzle heat-resistant material integrally formed on the outer surface of the nozzle sheath; And
And a desoldering step of desorbing the molded integral nozzle from the mold. ≪ RTI ID = 0.0 > [10] < / RTI >
상기 탈영 단계 이후에 성형된 일체형 노즐에 노즐목을 형성하여 최종 제품을 제조하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 로켓 추진기관용 일체형 노즐의 제조 방법.The method according to claim 1,
And forming a nozzle neck on the integral nozzle formed after the desalting step to manufacture a final product.
상기 노즐목은 수지이송성형(Resin Transfer Molding, RTM)에 의해 상기 일체형 노즐에 노즐목을 형성하는 것을 특징으로 하는 로켓 추진기관용 일체형 노즐의 제조 방법.3. The method of claim 2,
Wherein the nozzle neck is formed by resin transfer molding (RTM) to form the nozzle neck on the integral nozzle.
상기 금형 준비 단계는 금형의 상부 금형과 하부금형 모두 150 내지 170℃ 온도로 예열시키는 것을 특징으로 하는 로켓 추진기관용 일체형 노즐의 제조 방법.The method according to claim 1,
Wherein the step of preparing the mold comprises preheating the upper mold and the lower mold of the mold to a temperature of 150 to 170 캜.
상기 원료 혼화 단계에서 상기 경화제는 헥사메틸렌테트라아민(hexamethylenetetramine), 트리스하이드록실니트로메탄(tris-hydroxyl nitromethane), 파라포름알데히드(para-fromaldehyde), 디메틸아민(dimethylamine), 암모니아(ammonia), 에틸렌디아민(ethylene diamine) 및 포름알데히드, 트리에틸렌디아민 중에서 선택되는 어느 하나 이상을 포함하는 것을 특징으로 하는 로켓 추진기관용 일체형 노즐의 제조 방법.The method according to claim 1,
In the raw material mixing step, the curing agent is selected from the group consisting of hexamethylenetetramine, tris-hydroxyl nitromethane, para-formaldehyde, dimethylamine, ammonia, ethylenediamine (ethylene diamine) and at least one selected from the group consisting of formaldehyde and triethylenediamine.
상기 로켓 추진기관용 일체형 노즐은 인장강도가 23 N/mm2 이상인 것을 특징으로 하는 로켓 추진기관용 일체형 노즐.The method according to claim 6,
Wherein the integrated nozzle for a rocket propulsion engine has a tensile strength of 23 N / mm 2 or more.
상기 로켓 추진기관용 일체형 노즐은 굴곡강도는 45 N/mm2 이상인 것을 특징으로 하는 로켓 추진기관용 일체형 노즐.The method according to claim 6,
Wherein the integral nozzle for a rocket propulsion engine has a flexural strength of 45 N / mm 2 or more.
상기 로켓 추진기관용 일체형 노즐은 압축강도는 88 N/mm2 이상인 것을 특징으로 하는 로켓 추진기관용 일체형 노즐.The method according to claim 6,
Wherein the integrated nozzle for a rocket propulsion system has a compressive strength of 88 N / mm 2 or more.
상기 로켓 추진기관용 일체형 노즐은 충격강도 1.7kgf/cm2 이상인 것을 특징으로 하는 로켓 추진기관용 일체형 노즐.The method according to claim 6,
Wherein the integral nozzle for a rocket propulsion engine has an impact strength of 1.7 kgf / cm 2 or more.
상기 로켓 추진기관용 일체형 노즐의 밀도는 1.8 내지 2.2 g/cc인 것을 특징으로 하는 로켓 추진기관용 일체형 노즐.
The method according to claim 6,
Wherein the integrated nozzle for a rocket propulsion system has a density of 1.8 to 2.2 g / cc.
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