서 론
미사일이나 항공기를 요격하는 대공 유도무기는 마이크로파 탐색기를 이용하여 표적을 정밀하게 타격한다. 일반적으로 탐색기는 유도탄의 전방에 탑재되며 레이돔(radome)에 의하여 공력가열 등으로부터 보호받는다. 따라서 레이돔은 탐색기의 전파 투과 성능 요구 조건을 충족하여야 할 뿐만 아니라 비행 환경에서 구조적인 강도를 유지할 수 있어야 한다. 이와 같은 요구를 충족하기 위하여 주로 용융 실리카(fused silica, Sio2) 재질의 레이돔을 사용한다. 유도탄의 최전방에 위치하므로 레이돔은 가장 높은 공력가열 환경에 노출될 수밖에 없다. 유도탄의 비행 속도와 시간이 증가할수록 빠르게 상승하는 레이돔과 금속의 접착부 온도는 레이돔의 사용 여부를 결정하는 중요한 요소가 되고 있다. 그러므로 공력가열을 받는 레이돔의 접착부 온도를 해석적으로 예측하고 허용온도 이하로 유지하는 일은 매우 중요하다. 본 연구에서는 접착부의 온도 상승을 막기 위한 단열 방안으로 레이돔의 외표면에 단열재인 코르크(cork)를 부착하여 공력가열을 차단하는 설계를 수행하였다.
코르크를 기반으로 하는 열방어 재료들은 발사체나 재진입체(reentry vehicle)와 같은 항공우주 분야에서 이미 다양한 형태로 사용되고 있다[1]. 가혹한 비행 환경에서 운용되는 비행체의 안전은 코르크 부착과 같은 열방어 시스템(Thermal Protection System, TPS)의 성능에 의하여 좌우된다. 그러므로 이들에 대한 성능 예측 및 그를 이용한 설계는 매우 중요하며 다양한 형태의 해석 도구들을 개발하는 연구들이 진행되고 있다. 플라즈마와 같은 고에너지 실험 등을 통해 코르크 복합재의 열물성을 확인하고[2,3], Arrhenius식 형태의 밀도 감소 모델과 열분해 가스 엔탈피(enthalpy) 모델을 이용하여 코르크의 삭마(ablation)해석을 통한 온도 예측 방법을 제시하였다,[4] 이러한 과정들은 다양한 해석과 시험을 통하여 지속적으로 자료를 축적하고 모델을 개선하여야 하므로 많은 시간과 비용이 소요된다. 주로 우주 발사체나 대륙간 탄도탄과 같은 전략 무기 개발 분야에서나 이와 같은 연구들이 이루어지고 있다. 상대적으로 비행시간이 짧은 대공 유도무기 기체 분야에서는 거의 사례를 찾아볼 수 없다.
본 연구에서는 특정 온도에 도달한 단열재를 모델에서 제거하는 방식으로 코르크를 부착한 레이돔의 온도를 예측하였다. 대공 유도무기 비행 환경에 대한 코르크의 응답 모델을 구축하지 못한 상황에서 간단하게 삭마 거동만을 반영하는 모델을 제시하였고, 비행시험을 통하여 해석의 타당성을 확인하였다.
실리카 레이돔의 한계와 개선 방안
대공 유도탄은 적의 탄도탄이나 항공기 공격으로부터 주요 자산을 방어하기 위한 무기체계로서 종말단계에서 탐색기를 이용하여 목표물을 정밀하게 탐지하여야 한다. 레이돔은 RF(Radio frequency) 탐색기를 공력가열로부터 보호하는 구조물로서 요구되는 전파 투과 성능과 구조 강도 요구 조건을 만족하여야 한다. 실리카 레이돔 조립체의 구성, 구조적인 한계와 개선 방안 등을 살펴보면 다음과 같다.
2.1 레이돔의 형상 및 구성
유도탄의 최전방에 위치하는 레이돔은 항력을 최소화하기 위하여 유선형 형상을 가지며 전파 투과성을 확보하기 위하여 내부에 많은 기공을 가진 다공성 구조로 이루어져 있다. 용융 실리카를 소결하여 레이돔 구조를 만들고 첨두에는 고속비행 과정에서 이물질(빗물 등)과의 충돌로 레이돔이 파손되거나 손상되는 것을 방지하기 위하여 금속(Ti-6AL-4v) 노즈팁이 부착된다. 열팽창계수가 낮고 취성이 큰 실리카 레이돔은 알루미늄으로 제작된 기체에 직접 조립될 수 없다. 일반적으로 실리카 레이돔과 열팽창계수가 비슷한 금속인 인바(Invar)를 접착하여 체결용 구조로 사용한다. 따라서 인바 접착부는 레이돔의 구조적인 강도를 결정하는 가장 취약한 부분이 된다. Fig. 1은 레이돔 조립체의 구성과 형상을 나타낸 것이다.
2.2 구조적 취약부
레이돔이 받는 공력가열은 표면 온도를 급격하게 상승시키며 시간이 경과 할수록 내부로 전달된다. Fig. 2는 실리카 레이돔 조립체 주요 위치의 전형적인 온도 이력을 표시한 것이다. 레이돔 외표면(T1)의 온도는 초기 가속구간(0∼15 s)에서 급격하게 상승하지만, 추진기관 연소가 종료되는 시점을 기준으로 떨어지기 시작한다. 한편, 내표면(T2)의 온도는 외표면으로 입력된 열이 내부로 전달되는 과정에서 시간이 소요되기 때문에 T1보다 완만하게 상승하고 가속구간을 지나면 떨어지기 시작한다. 레이돔과 인바를 연결하는 접착제(T3)와 인바(T4)의 온도는 레이돔과 비교하여 낮은 수준이지만 비행 종료될 때까지 계속해서 상승한다.
요격 능력을 확대하고 있는 대공 유도무기의 비행 속도와 시간은 빠르게 증가할 수밖에 없다. 비행 속도와 시간에 비례하여 온도가 상승하게 되는 인바 접착부(T3)의 열적, 구조적 강도는 유도탄 성능 설계에 있어서 필수적으로 고려되어야 할 항목으로 중요성이 증대되고 있다.
2.3 인바 접착부 보호 방안
레이돔에 인바를 부착하기 위하여 사용하는 고온 접착제는 Henkel사의 EA9394 Aero이다[5]. 제작사에서 배포한 접착제(EA9394 Aero)의 온도별 접착강도는 Table 1과 같다. 레이돔 개발과정에서 접착 시편(실리카 + 인바)을 제작하여 수행한 시험(double shear test)에서도 유사한 전단강도(shear strength)를 확인할 수 있었다. 이와 같은 자료를 종합하여 접착제의 사용 온도를 최소의 접착강도를 보유하는 200 ℃ 이하로 규제하고 있다.
Table 1.
Tensile lap shear strength of Loctite EA9394 Aero[5]
| test temperature (℃) | Typical results (Mpa) |
|---|---|
| 25 | 28.9 |
| 93 | 20.0 |
| 121 | 15.8 |
| 149 | 11.0 |
| 177 | 8.3 |
| 204 | 4.1 |
한편, 실리카(Sio2)는 열전도계수가 금속과 비교하면 매우 낮은 소재이기 때문에, 비행시간이 길지 않은 중거리 궤적까지는 접착부를 구성하는 레이돔의 두께를 키우는 방법만으로도 접착부의 최고 온도를 허용온도 이하로 유지 시킬 수 있었다. 그러나 비행 속도와 시간이 증가함에 따라 레이돔 두께 조정만으로는 접착부의 온도를 허용온도 이하로 유지하기가 어려워지고 있어 추가적인 단열 방안이 필요하였다.
Fig. 3은 단열재(thermal insulation)인 코르크를 레이돔의 외표면에 부착하여 인바 접착부의 온도 상승을 지연시키는 열방어 개념을 나타낸 것이다. 코르크는 전 부피의 50 %를 공기(air)가 차지하고 있어 열전도율이 낮고 단열 성능이 뛰어난 천연재료이다. 단열재인 코르크는 실리카로 열이 전달되는 것을 막아주기 때문에 인바 접착부의 온도가 상승하기 시작하는 시점을 지연시켜 접착부의 최고 온도를 낮출 수 있다.
레이돔 열전달 해석 및 결과
지상에서 시험으로는 모사하기가 어려울 만큼 가혹한 공력가열 환경에서 운용되는 유도탄 구성품은 많은 부분을 해석에 의존하여 구조적인 안전성을 판단할 수밖에 없다. 특히 레이돔은 매우 짧은 시간에 최고 온도가 1,000 ℃까지 상승할 뿐만 아니라 취성(brittleness)이 큰 재료적인 특성으로 인하여 구조적인 안전성을 확보하기가 매우 어려운 구성품이다. 레이돔 조립체의 안전성은 구조적으로 가장 취약한 레이돔과 인바 접착부의 온도를 기준으로 판단하며, 현재까지는 비행시험을 통하여 구조 안전성을 확인한 온도 수준을 벗어나지 않도록 관리하여 왔다.
중거리와 장거리 비행궤적에 대한 열전달 해석을 수행하여, 접착부를 구성하는 레이돔과 인바의 온도를 산출하고 단열재 적용의 필요성을 확인하였다.
3.1 공력가열
대공 유도무기는 일반적으로 발사되어 가속구간에서 추진기관으로부터 얻은 운동에너지(속도)를 이용하여 목표물을 요격하는 방식이다. 따라서 추진구간에서 가장 가혹한 공력가열을 받지만, 가속구간을 지나면서 가열량은 떨어진다.
Fig. 4와 Fig. 5는 각각 중거리 및 장거리 대공 유도무기의 전형적인 대류 열전달계수(convective heat transfer coefficient)와 회복온도(recovery temperature)를 나타낸다. 장거리 비행궤적(long-range trj.)은 상대적으로 높은 최고 속도를 가지며 추진구간이 지나면 속도 감소가 작은 궤적으로 비행하면서 목표물을 요격한다. Fig. 4에서 보는 바와 같이 최고 속도에 도달하는 추진구간의 열전달계수는 중거리와 장거리 궤적 모두 유사한 형태를 보이며 사거리가 길어질수록 비행시간도 증가한다. Fig. 5에서 보는 바와 같이 회복온도는 장거리 비행일수록 속도를 높여서 에너지를 확보하여야 하므로 최고점이 높고 완만하게 감소하면서 비행시간을 늘여간다.
3.2 해석 및 결과분석
유한요소 모델은 Fig. 6에서 보는 바와 같이 축대칭 요소(axi-symetric element)를 사용하여 모델의 크기를 줄였으며 레이돔과 인바를 연결하는 접착제도 모델에 반영하였다. 주요 구성품들은 온도에 따라서 변하는 열물성(thermal properties)을 적용하였으며 각 재료의 물성은 시편 시험 등을 통하여 확보한 자료를 사용하였다. 해석 도구는 ABAQUS이며 Fig. 4, 5에서 보는 바와 같은 형태의 열전달계수와 회복온도를 레이돔 표면에 분포시켜 비행 과정에서 받는 공력가열을 모사하였다.
Fig. 7은 사거리에 따른 인바 접착부의 온도 변화를 비교한 것이다. 동일한 위치(station)에서 레이돔 외표면(Rdm_)과 접착제(adhesive_)의 온도를 표시하였다. 레이돔 소재인 실리카(Sio2)는 매우 낮은 열전도계수(conductivity, 1.15 W/mK)를 가지고 있으므로 레이돔으로 보호되는 접착제의 온도는 레이돔 외표면 온도와 비교하여 상당한 시간 지연을 가지고 상승하기 시작한다. 중거리 궤적(ooo_mid range)의 경우, 상대적으로 공력가열이 작고, 비행시간도 짧아서 접착제를 감싸는 레이돔의 두께 조절을 통하여 접착제의 온도를 200 ℃ 이하로 유지할 수 있었으나, 장거리 궤적(OOO_long range)의 경우에는 레이돔 두께를 최대로 높였음에도 불구하고 최고 온도가 300 ℃를 상회하여 접착제의 허용온도를 크게 초과하고 있다. 중거리(ooo_mid range)에서 500 ℃ 이었던 레이돔 외표면의 최고 온도(Rdm_ooo)가 장거리에서는 750 ℃까지 상승하여 공력가열이 크게 높아졌음을 볼 수 있다.
이상에서 기술한 바와 같이 장거리 궤적의 경우, 레이돔의 두께 수정만으로는 접착부를 허용온도 이하로 유지하는 것이 어렵게 되었다.
코르크를 이용한 레이돔 접착부 보호
비행 속도와 사거리가 증가한 장거리 궤적에서는 레이돔과 인바의 접착부 온도가 허용온도를 초과하여 접착강도 확보가 어렵다. 접착부의 온도를 허용온도 이하로 낮추기 위해서는 레이돔으로 들어오는 열을 줄여야 하므로 공력가열에 대한 방어가 필요하다. 코르크(cork)는 추진기관이나 초고속 비행체의 열방어(thermal protection)에 널리 사용되고 있는 재료로서 유도무기체계에서도 다양한 형태로 사용되고 있다. 코르크는 다양한 두께의 판 형태로 제공되어 가공이 쉽고, 유연성(flexibility)이 우수하여 직경은 작지만, 형상이 비교적 단순한 레이돔에 부착하기가 용이한 소재이다. 코르크는 비행 과정에서 삭마되는 재료이기 때문에 열방어 설계를 위해서는 정확한 거동 예측이 필요하다. 이를 위해서는 복잡한 삭마과정을 모사하는 모델을 구축하고 많은 시험을 통하여 모델의 타당성을 입증하여야 한다. 본 연구에서는 코르크가 삭마되어 없어지는 온도(Tc)를 설정하여 비행시험 결과를 모사하는 방식으로 코르크를 포함한 레이돔의 열전달 해석을 수행하였고, 이를 이용하여 레이돔 접착부를 보호하는 단열재 두께를 결정하는 방법을 제안하였다.
4.1 코르크 열전달 해석 모델링
레이돔과 인바 접착부의 온도를 허용온도 이내로 관리하기 위해서는 레이돔의 외표면으로 들어오는 공력가열을 차단하여야 한다. Fig. 3에서 보는 바와 같이 단열재인 코르크를 레이돔의 외표면에 부착하여 가속구간에서 가혹하게 들어오는 공력가열을 차단하도록 설계하였다. 코르크 부착 위치는 탐색기의 시야(field of view)에서 벗어나 있어 전파 투과 성능에 영향을 미치지 않는다. 코르크는 열전도도(conductivity)가 낮고 내부에 많은 기공을 가지고 있어 공력가열을 거의 차단할 수 있지만, 특정 환경(온도, 압력 등)에 도달하면 삭마되어 없어지기 때문에 열을 차단할 수 있는 시간이 길지 않다. 따라서 코르크가 삭마되어 없어지는 시점은 인바 접착부의 최고 온도를 결정하는 가장 중요한 요소가 된다. 코르크는 열을 차단하는 효과가 뛰어나기 때문에 삭마되어 사라지는 시점까지는 내부 구성품(레이돔, 접착제)으로 전달되는 열이 많지 않다. 따라서 코르크를 통하여 열이 전달되는 거동을 모사하기 위해서는 코르크가 삭마되어 열차단 성능이 떨어지는 거동을 포함하여야 한다. 본 해석에서는 Fig. 8에서 보는 바와 같이 코르크를 여러 개의 얇은 층(layer)으로 나누고 각각의 층이 특정한 조건(온도)에 도달하면 해석모델에서 삭제하는 방식으로 코르크가 삭마되어 열차단 성능이 떨어지는 거동을 모사하였다.
해석 도구는 ABAQUS이고 다단계 해석(multi-step analysis)기법을 사용하였다. 1단계(step 1)해석에서는 첫 번째 층(layer1)에 열을 입력하여 layer1의 전 영역이 삭제 온도(Tc)에 도달하면 단계(step 1)를 종료한다. 그리고, 첫 번째 층을 삭제하고 2번째 층으로 열이 입력되도록 모델을 수정한다. 이와 같은 과정을 전체 코르크층이 삭제될 때까지 반복하는 방식으로 코르크의 삭마 거동을 모사하였다. Fig. 9는 다단계해석 과정을 정리한 것이다.
4.2 코르크의 특성 및 물성치
코르크는 미국의 Amorim cork composites의 P50이다[6]. 패놀릭 레진을 이용하여 코르크 입자들을 연결하고 글리콜(glycol)로 가소화함으로써 재료의 유연성을 높인 재료로 가공성과 작업성이 뛰어나다.
P50의 주요 열적 거동은 다음과 같다. 온도에 따라 물질의 질량이 변화하는 과정을 계측하는 열중량분석(TGA, Thermogravimetric Analysis) 결과는 Fig. 10에서 보는 바와 같다. 약 430 °K에서 열분해(pyrolysis)가 일어나면서 질량이 감소하기 시작하여 약 780 °K에서 완전한 숯(char)으로 변하였고, 최초 질량의 약 25 % 수준으로 감소하였다. 숯 상태에서는 온도가 상승하여도 더 이상의 질량 감소는 일어나지 않는다. 비열은 Fig. 11에서 보는 바와 같고 열분해가 일어나 무게가 감소하는 약 500 °K에서부터 비열이 떨어지기 시작하지만 700 °K까지는 단열재인 실리카-페놀(si/ph)의 상온 비열 수준(1 J/(gK)) 이상을 유지한다.
이상의 결과에 따르면 코르크는 약 430 °K에서부터 열분해가 발생하지만 약 700 °K(427 ℃)까지는 단열재로서의 성능을 가지고 있을 것으로 추정할 수 있다.
4.3 코르크 삭제 온도(Tc)
코르크 삭제 온도(Tc)는 코르크가 숯이 되어 없어지는 것을 유한요소해석에 간단하게 반영하기 위하여 선정한 온도로서 단열재의 성능이 상실될 것으로 추정한 온도를 나타낸다. 비행시험에서 계측한 온도와 다단계 콜크 열전달해석 결과를 분석하여 콜크 삭제온도 Tc를 선정하였다.
비행시험에서는 두께 3 mm의 코르크를 적용하였다. 유한요소 모델은 코르크(t3.0)를 5개의 얇은 층(t0.6)으로 분할하고 바깥 표면층에 공력가열을 부여하였다. 각 층(layer) 전체의 온도가 선정한 Tc에 도달하면 해석을 중단하고 해당되는 층을 삭제하였다. 그리고, 다음 층에 열을 부가하고 단계를 전환하여 연속적으로 해석을 수행하여 온도를 산출하였다.
Fig. 12는 레이돔 외표면에 부착된 코르크 층이 삭제되는 과정의 예를 나타낸 것이다. 본 해석 결과는 Tc를 300 ℃로 적용한 것으로 온도 범례(legend)에서 보는 바와 같이 300 ℃ 보다 높은 온도는 모두 회색(gray)으로 처리하고 전 영역이 회색이 되면 모델에서 삭제하였다. 총 5단계에 걸쳐서 모델수정과 열전달 해석을 수행하였고 코르크가 모두 삭제되면 레이돔 외표면에 직접적으로 공력가열이 부가된다. 이상의 과정을 통하여 단열재인 코르크가 부착된 레이돔의 온도를 순차적으로 계산하였다.
Fig. 12.
The radome heat transfer behavior according to the removal of the cork layers reaching the Tc temperature(300 ℃)
비행시험에서는 레이돔 조립체의 주요 위치에서 온도를 계측하기 위하여 다수의 온도센서를 부착하였다. 금속인 인바(T_Invar)에는 Fig. 13에서 보는 바와 같은 위치에 열전대(thermocouple)를 용접할 수 있었으나 용접이 불가한 실리카 레이돔에는 접착제를 사용하였다. 비행시험 결과, 인바에 부착한 것을 제외한 나머지 센서들은 레이돔의 온도가 높아지는 구간에서 접착이 떨어지면서 전 비행시간에 대하여 온도를 계측하지는 못하였다. 본 연구에서는 Tc를 선정하기 위하여 인바에서 측정한 온도(T_Invar)를 기준으로 사용하였다. Fig. 13은 300∼600 ℃ 범위에서 Tc를 선택하여 계산한 인바의 온도를 비행시험 결과와 비교한 것이다. Tc를 500 ℃로 선정한 조건(Cork_Tc500)에서 계산한 인바의 온도가 비행시험 결과(Flight test)를 매우 잘 추정하고 있음을 볼 수 있다. 전 비행 구간에서 코르크가 생존한다고 가정한 조건(Cork_Xdelete)에서는 비행 종료 시점(86 s)의 최고 온도가 46 ℃에 불과하여 비행시험에서 계측된 최고 온도 108 ℃와는 큰 차이를 보인다. 따라서 코르크는 비행 과정에서 완전히 삭마되었을 것으로 추정된다.
Fig. 13.
As results of simulating the Invar temperature measured in the flight test by changing the temperature of the cork deletion(Tc)
Tc가 낮을수록 코르크가 일찍 삭제되어 레이돔을 보호하지 못하기 때문에 인바의 온도가 빨리 상승하기 시작하므로 최고 온도가 높아진다. Tc에 따라 각각의 코르크층이 삭제되는 시간을 정리하면 Table 2와 같다. Tc가 증가함에 따라서 코르크의 생존 시간이 13.9초(Tc 300 ℃)에서 20.12초(Tc 600 ℃)까지 늘어났다. Fig. 5에서 보는 바와 같이 20초가 지나면 가속구간에서 생성된 높은 회복온도(Tr)가 크게 떨어지기 시작하기 때문에 최고 공력가열 구간을 완전히 벗어난 것으로 볼 수 있다. 비행시험 결과를 잘 추정하는 Tc 500도 조건에서 코르크의 생존 시간이 약 18초 수준이므로 두께 3 mm의 코르크는 가속구간의 높은 공력가열을 잘 막아서 레이돔 접착부의 온도 상승을 효과적으로 방어하였을 것으로 추정한다.
Table 2.
Time when each cork layer is deleted according to Tc(result of simulation)
이상에서 기술한 바와 같이 본 연구에서는 비행시험 결과를 가장 잘 모사할 수 있는 코르크 삭제 온도(Tc)는 500 ℃이다.
결 론
최소한의 접착력을 보유하는 온도가 200 ℃ 수준인 접착제를 사용하는 실리카 레이돔은 성능을 빠르게 증가시키고 있는 대공 유도무기체계 개발에서 구조 강도를 확보하기가 가장 어려운 구성품으로 대두되고 있다. 이를 해결하기 위하여 단열재인 코르크(P50)를 레이돔의 외표면에 부착하여 접착부의 온도를 200 ℃ 이하로 유지하는 방안을 제시하였고 비행시험을 통하여 성능을 확인하였다. 코르크는 열을 차단하는 효과가 매우 뛰어나지만 특정한 환경(압력, 온도 등)에 도달하면 숯으로 변하면서 삭마되어 없어지는 단열재이다. 따라서 코르크로 둘러싸인 레이돔의 접착부 온도를 계산하기 위해서는 코르크가 삭마되어 사라지는 특성을 반영하여야 한다.
본 연구에서는 코르크가 특정 온도(Tc)에 도달하면 해석모델에서 삭제하는 방식을 제안하였다. 코르크를 얇은 두께의 여러 층으로 분할하고 외곽 층부터 공력가열을 부과하여 해당되는 층의 전 영역이 Tc에 도달하면 모델에서 삭제하는 방식으로 코르크의 삭제 거동을 반영하였다. 대공 유도무기 비행 환경에서는 Tc 를 500 ℃로 적용한 해석 결과가 비행시험에서 계측한 온도를 가장 잘 모사하였다. 앞으로도 레이돔 접착부의 구조 안전성을 확보하기 위해서는 단열재(코르크)의 사용이 불가피할 것으로 예상된다. 개략적으로 코르크의 삭마 거동을 고려하여 레이돔의 온도를 계산하는 본 해석방법은 대공 유도무기 레이돔의 접착부 단열 설계에 유용하게 사용될 수 있을 것으로 판단된다.
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