The mechanical properties of fiber reinforced plastic materials, such as Young's modulus, Poisson's ratio, tensile strength etc, are studied theoretically and these were discussed with the experimental data with respect to the volume ratio of fiber and matrix. Studying the ablation phenomenon which is one of the characteristic properties of spacecraft and aerodynamic materials, the ablation ratio and insulation index for FRP were determined by the experimental data. Next, the stress analysis was conducted for the rocket nozzle of fiber reinforced plastic structure by the use of finite element method. In this case, the material was considered as the orthotropic materials. Predicted results are compared with the experimental data obtained by the static burning test of a rocket motor.
Finally, the margins of safety of the fiber reinforced plastics were determined for the nozzle designs of composite structures.
FRP재료의 탄성계수, 포아슨 비, 및 인장강도 등을 matrix내에서의 fiber의 기하학적 배열 형상을 hexagonal array로 가정하여 이론적으로 해석하였다.
시편의 기포발생, fiber와 matrix경계면의 상태등의 영향을 무시한 이상적인 모델에서, 위의 각종 기계적 성질은 체적비에 의한 mixing rule이 잘 적용됨을 확인하였다. 계산결과 그 오차의 범위는 불과 5% 미만이 였다.
ablation 실험은 산소-아세칠렌 까스 발생장치에 의해 실시 하였으며, 이때 insulation index 및 weight loss 등을 외국 문헌에서 발표되어 있는 값들과 비교 하였으며, 외국의 경우 plasma에 의한 실험장치 등과 같이, 국내에서의 정밀실험 장치의 제작이 곤란한 탓으로, 그 값들의 오차가 크나 그 추세는 대강 일치함을 알 수 있었다.
이상의 FRP재료의 기초 실험에서 얻은 자료와 문헌에서 조사된 자료를 종합하여 HX-1 로켓노즐의 응력상태를 유한 요소법에 의해서 수치해석 하였다.
이 결과는 스트레인 게이지에 의한 3기의 로켓모타의 지상연소 실험에서 얻은 결과와 비교 검토하였다.
여기서 문제점이 되었던 것은 실제 각 HX-1 노즐은 제작연도에 따른 각 부분의 칫수가 서로 조금씩 상이하므로 실험과 수치해석 결과가 정확히 일치하지 않은 것이였다. 또한 게이지 와이어가 100m정도로써 이에 대한 측정치의 대한 오차도 완전히 해소되어 있지 않았다고 할 수 있다.
다음으로 HX - 1 노즐에서 FRP 부분의 안전율 (MS) 은 일반적인 노즐에서와 마찬가지로, sustainer end stage에서 열응력에 의한 최대 응력상태가 발생하므로 이때에 안전율을 검토하여야 한다.
그러나 열전달 해석을 위한 FRP 재료의 data의 미흡으로 T=3 sec까지의 열응력에 의한 MS가 약 -0.06으로 계산되었다.
이것으로써 로켓모타 및 노즐은 대단히 critical하게 설계되어 있음을 알 수 있다.
끝으로 로켓노즐의 응력상태는 burning 초기에는 압력에 의한 기계적 하중에 의하나, 그 이후로는 열응력에 의한 영향이 대단히 중요하며, sustainer end stage에서의 열응력은 bruning초기의 압력에 의한 응력보다 약 6∼7 배 정도 크다는 것을 알 수 있었다.
