The use of composite materials in the space environment compared to the ground environment is increasing due to the advantage that the material has a small coefficient of thermal expansion and can withstand equivalent loads while being lighter than other materials. However, the ultrahigh vacuum of the LEO space environment causes outgassing of the material, surface chemical bonds to be cut or altered from UV exposure, and fine recessions to be formed on the surface of the exposed material due to the impact of atomic oxygen with a large kinetic energy in the major neutral particle environment, destroying bonds. Also, as the material rotates about the Earth approximately every 90 minutes, day and night periodically repeats where the radiant heat from the sun increases the temperature of the material surface and rapidly drops, resulting in thermal cycling and microcracks on the surface of the material from the ensuing thermal fatigue. Such hazards mainly damage the surface of polymer matrix composites, eventually causing mechanical property degradation and dimensional changes.
Although epoxy matrix is generally widely used in composites, the material lacks stability against the large temperature variation cycle(-70~100℃) that periodically repeats in the LEO space environment. In this regard, the use of high temperature polymer as the matrix can increase the resistance against the temperature variation. However, the synergistic effect of the different elements other than the large temperature variation cycle or simultaneous impact on the changes to the matrix could not be quantitatively assessed without major obstacles.
Therefore in this study, the resistance changes of high temperature polymer material cyanate ester/epoxy blend matrix with amine-based and anhydride-based hardeners against a 20 hour simulation of LEO space environment, which is characterized by high vacuum of 10^-6 torr, UV of wavelength 200nm, 14 thermal cycles of -70~100℃, and AO fluence of 9.15x10^14 atoms/cm^2.s, was analyzed and compared.
The mass loss, dimensional change, and coefficient of linear thermal expansion of the specimen before and after the simulated LEO-aging was measured along with the tensile properties according to ASTM D638 in order to determine the resistance of the material by analyzing the degree of changes in the tensile properties.
Polymer materials, characterized by a high glass transition temperature, brought about thermal stability and minimal dimensional changes when used in the LEO space environment. Also, the tensile property reduction was lower than that of epoxy. However, in the case of epoxy resin, the performance varied greatly depending on the hardener used. When using an anhydride hardener, the epoxy resin showed superior tensile properties than the cyanate ester/epoxy blend, however, in terms of thermal stability, dimensional change occurred with bending in the thickness direction due to the occurrence of the softening phenomenon.
In conclusion, for space structures where the composite material matrix needs to withstand loads, epoxy matrix that used anhydride hardener is suitable, and when a large load is applied for a structure that requires thermal and dimensional stability,
지상환경에 비해서 우주환경하에서 복합재료는 금속재료에 비해 동일한 하중을 견디면서 가볍고 열팽창계수가 작은 장점으로 인해서 그 사용이 증가하고 있다. 하지만 저궤도 우주환경에서 초고진공상태는 재료의 outgassing 현상을 유발하고, 자외선은 표면의 화학적 결합을 끊거나 변형을 유발하며, 주요중성입자환경에서 원자산소는 큰 운동에너지를 가지고 재료의 표면에 충돌하여 표면을 침식시키고 화학적 결합을 파괴한다. 또한 지구주변을 90분정도마다 한 바퀴씩 돌면서 낮과 밤이 주기적으로 반복되면서 태양으로부터의 복사열에 의해서 표면이 상승하였다가 급속히 하강하는 열적 사이클이 주기적으로 반복되면서 재료에 열적 피로를 유발하여 미소균열을 유발한다. 이러한 여러 유해 요소들은 고분자기지 복합재료의 표면에 주로 손상을 입혀 결과적으로 기계적인 물성의 저하를 가져오고, 수치적 변화를 유발한다.
일반적으로 복합재료에서는 에폭시 기지가 주로 사용되나 저궤도 우주환경에서 주기적으로 반복되는 큰 온도변화사이클(-70~100℃)에 대해서는 안정성을 가지기 힘들다. 이러한 측면에서 고온용 고분자재료를 기지로 사용하게 되면 온도변화에 대한 저항성을 증가시킬 수 있다. 하지만 큰 온도변화사이클외의 다른 요소들이 동시에 작용하여 상승효과를 불러일으키는 복합적 환경이 기지 재료의 변화에 대해서 미치는 영향은 정량적으로 평가되기가 쉽지 않았다.
따라서 본 연구에서는 10^-6 torr의 초고진공, 200nm 파장의 자외선, -70~100℃로 변화하는 14번의 열 사이클, 9.15x10^14 atoms/cm^2 s 만큼의 AO fluence로 20시간동안 모사된 저궤도 우주환경하에서 고온용 고분자 재료인 시안산염 에스터/에폭시 혼합수지를 아민계열과 무수물계열의 경화제를 사용한 에폭시 기지와 저항성 변화를 분석하고 비교해보았다.
모사된 저궤도 우주환경에서 노화전후로 시편의 표면변화, 수치변화를 관찰하고 질량감소, 열팽창계수를 측정하였으며, ASTM D638에 의하여 측정한 인장물성의 변화정도를 분석함으로써 저항성을 판별하였다.
유리전이온도가 높은 고분자 재료의 사용이 저궤도 우주환경에서의 열적 안정성을 가져와 치수적 변화를 적게 발생시켰다. 그리고 인장물성의 감소율도 에폭시에 비해서 낮게 나타났다. 하지만 에폭시 수지의 경우에는 경화제에 따라 성능이 크게 차이가 났으며, 산무수물계열의 경화제를 사용하는 경우에는 시안산염 에스터/에폭시 혼합수지보다도 뛰어난 인장물성을 보였다. 하지만 열적 안정성에 있어서 유리전이온도부근에서 나타난 연화현상으로 인해서 두께 방향으로 휘어지면서 뚜렷한 수치변화를 보였다.
결과적으로 복합재료의 기지재료로서는 하중을 견디는 힘이 중요한 우주구조물에서는 무수물 경화제를 사용한 에폭시 기지가 적합하며, 하중이 크게 가해지지 않으면서 열적안정성과 치수적 안정성을 중요한 구조물에서는 시안산염 에스터 기지가 적합하다.
