To protect the surface of hypersonic vehicles from hyper-thermal environment, carbon-based ablative thermal protection system has been extensively used. If not treated properly, the heat load would cause catastrophic failure of the vehicle. However, the design of thermal protection system with large safety factor would reduce the payload. Therefore, it is essential to accurately diagnose the aerothermal environment and to predict the performance in that environment. In this study, ablation of carbon-carbon composites has been investigated through experimental and numerical methods.In the experimental method, oxy-kerosene torch and arc-jet have been used. In oxy-kerosene torch experiment, two temperature conditions with three fuel-to-oxygen ratios are used to analyse the effects of surface temperature and oxygen mass flux on the ablation of carbon-carbon composite. The results are numerically reconstructed to calculate the gas-surface interaction on the ablating surface. In morphology analysis, it is observed that the carbon fiber attains both flat-shape and needle-shape, depending on the reactivity-to-diffusion competition. In arc-jet experiment, two oxygen mass fraction conditions are used. For the quantitative analysis, one-dimensional material response code has been developed. From the ground test results, it is observed that oxygen mass fraction increases the mass ablation rate and reduction in heat flux due to ablation. Through the comparison between oxy-kerosene torch and arc-jet experiments, it is demonstrated that two facilities impose the heat flux differently, which results in the higher mass ablation rate in oxy-kerosene torch under the same surface temperature.For the modelling application on real flight test, one-dimensional non-equilibrium CFD code has been developed. Both catalytic wall boundary conditions and ablation wall boundary conditions are used. In ablation boundary condition, surface mass balance, surface momentum balance, surface species balance, and surface energy balance are considered to satisfy the conservation law. Using the present CFD code, aerothermal analysis of OREX flight has been conducted. Calculation results show that throughout the flight, shock wave is located at 10 cm from the wall, and that thermochemical non-equilibrium phenomena occurs. Depending on the models, the composition of ablation gas is CO, CO$_2$, and CN. The ablation gas chemically reacts in the boundary layer and produces CO$^+$, C, and C$_2$. The ablation boundary condition predicts similar heat flux to the heat flux inferred from the flight data.
극심한 열 부하 환경으로부터 극초음속 비행체의 표면을 보호하기 위해 탄소 기반의 삭마 열 방어 시스템이 오랜 기간 사용되어 왔다. 열 부하 처리가 재대로 이루어지지 않을 경우, 구조-제어적 문제까지 이루어질 수 있으나, 과도한 열 방어 시스템의 도입은 유효 하중을 감소시키기에 탄소 열 방어 시스템이 견뎌야 할 열공력적 환경에 대한 정확한 진단과 열공력적 환경에서의 성능 예측은 필수적이다. 본 연구에서는 실험 및 수치적 방법을 통해 탄소 열 방어 소재로 사용되는 탄소-탄소 복합재의 삭마 현상에 대한 연구를 진행하였다. 하나의 지상 시험 장비만을 이용해서는 극초음속 비행체가 비행 시 겪게 되는 다양한 열공력적 환경을 전부 모사하기에 한계가 있다. 따라서, 다양한 지상 시험 장비를 이용한 시험이 요구되며, 이를 위해서는 각 지상 시험 장비의 특징을 이해하고 시험 요구에 따라 적절하게 선택적으로 활용하여야 한다. 본 연구에서는 지상 시험 장비를 이용한 실험적 연구로, 옥시-케로신 토치와 아크-제트를 사용하였다. 옥시-케로신 토치를 이용한 시험에서는 두 가지 온도 조건에 대해 세 가지 혼합비를 사용하여 탄소-탄소 복합재의 삭마에 대한 표면 온도와 산소 질량 유속의 영향을 질량 삭마율, 열 유속, 그리고 형태학 측면에서 해석하였다. 해석을 위하여, 옥시-케로신 토치 화염에서 삭마하는 탄소-탄소 복합재 표면에서의 기체-표면 상호작용을 수치적으로 재구축하였다. 그 결과, 질량 산소 유속이 증가함에 따라 삭마율이 선형적으로 증가하였으며 삭마에 의한 열 경감량이 커지는 것을 확인하였다. 형태학은 산소의 확산도와 탄소의 반응도 측면에서 해석하였으며, 산소의 확산도가 상대적으로 빠른 저온 구간에선 바늘형 섬유 삭마가, 그리고 산소의 확산도가 상대적으로 느린 고온 구간에서는 평평한 섬유 삭마가 관찰되었다. 아크-제트를 이용한 시험의 경우, 같은 압력과 열 유속 조건에서 두 가지 산소 비율을 이용하여 실험을 수행하였다. 실험 결과를 정량적으로 해석하기 위해, 일차원 삭마 거동 코드를 개발하였으며 실험 결과와 비교 검증하였다. 그 결과, 산소의 비율이 높을수록 삭마율이 증가하는 것을 확인하였으며, 삭마로 인한 열 경감량이 커지는 것을 확인할 수 있었다. 옥시-케로신 토치와 아크-제트의 시험 결과 비교를 통해, 두 장비가 열 유속을 인가하는 방식이 다르며 이로 인해 같은 표면 온도 조건에서, 옥시-케로신 토치가 더 높은 삭마율을 나타내는 것을 확인하였다.지상 시험 결과 해석에서 개발된 삭마 모델링을 토대로, 실제 탄소 열 방어 시스템에 대한 모델링 응용을 위해 일차원 비평형 유동장 해석 코드를 개발하였다. 코드는 분자 단위 고려를 통해 열역학적 특성치 계산 및 각 에너지 모드별 내부 에너지를 계산하게 된다. 개발된 코드를 이용하여, 탄소-탄소 복합재 열 방어 시스템을 도입했던 OREX 재진입 비행체에 대해 촉매 벽 조건 및 삭마 벽 조건을 이용하여 열공력적 해석을 수행하였다. 삭마 벽 조건을 보존 법칙을 만족하도록 접목시키기 위해 표면 질량 균형, 표면 모멘텀 균형, 표면 화학 종 균형, 그리고 표면 에너지 균형이 고려되었다. 계산 결과, 계산된 모든 비행 지점에 대해 표면으로부터 약 10 cm에 충격파가 발생하였으며, 충격파 부근에서 열화학적 비평형 현상이 발생하였다. 충격파로 해리된 원자는 사용된 경계 조건에 따라 표면에서 다른 양상을 나타내었다. 삭마 기체 조성의 경우, CO가 주된 화학 종이었으나 모델 및 비행 조건에 따라 CO$_2$ 및 CN이 발생하였다. 발생한 삭마 기체는 고온에서 화학 반응하여 CO$^+$, C, C$_2$ 기체를 형성하였다. 비행 시험에서 측정된 표면 온도를 바탕으로 추론한 열 유속과의 비교 결과, 삭마 벽 조건을 사용하여 계산 시 유사한 열 유속을 예측하였다.
