Thermal Protection System

우주 비행기나 재진입 캡슐, 우주 발사체 등은 지구 재돌입이나 행성 대기권 진입 시 극초음속 비행에 의한 공력 가열로 인해 수천 K 이상의 고온 유동에 노출된다. 이러한 극한 환경으로부터 비행체와 내부 탑재 장비를 안전하게 보호하는 핵심 기술이 열방어 시스템(TPS, Thermal Protection System)이다. TPS는 우주왕복선 전체 무게의 약 15~20%, 재돌입 캡슐의 경우 약 30~40%를 차지하며, TPS 중량의 감소는 발사 비용 절감과 탑재 중량 증가로 이어진다. 따라서 TPS 설계 단계에서는 정확한 열차폐 성능 해석을 기반으로 비행체의 안전이 확보되는 범위 내에서 두께와 형상을 최적화하여 무게를 최소화하는 효율적인 설계가 요구된다. 이를 위해서는 비행체 표면으로의 열전달량과 TPS의 고온 거동을 정밀하게 예측할 수 있는 해석 능력이 필수적이다.

    TPS는 임무 환경(압력, 온도, 열유속 등)에 따라 적용되는 재료와 방식이 다양하며, 내열 금속, 탄소/탄소 복합재(C/C), 페놀계 삭마재, 초고온세라믹(UHTC) 등 각기 다른 열적·화학적 특성을 갖는 재료들이 사용된다. 이러한 재료들은 고온 환경에서 산화, 질화, 열분해 및 기체 방출과 같은 반응을 수반하며, 이에 따른 삭마 거동이 열전달 특성과 열차폐 성능을 결정짓는 핵심 요소로 작용한다. 본 연구실에서는 열방호 성능에 직접적인 영향을 미치는 표면 반응에 따른 길이 후퇴, 질량 손실, 산화층 성장 등을 정밀하게 예측하기 위한 재료별 삭마 모델을 개발하고 있다. 또한, 이러한 복합 현상을 보다 정확하게 해석하기 위해 고온 비평형 유동 해석과 표면 화학반응 및 재료 거동 모델을 연계한 통합 해석 기법을 연구하고 있다.

재진입 우주선 주위의 극고온 환경 모사도 및 극초음속 유동 현상