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최근 항공기의 운용조건이 향상됨에 따라서 항공기의 비행 속도 증가 및 고기동 특성이 요구되고 있다. 항공기의 최대 비행 속도 증가를 만족하기 위해서 흡입구의 포획 면적(Capture Area)이 증가하고, 수축-확산 노즐(Converging-Diverging Nozzle)의 면적 변화폭이 증가하게 된다. 이에 따라 항공기 흡입구, 노즐에서의 추력 손실(Thrust ...

최근 항공기의 운용조건이 향상됨에 따라서 항공기의 비행 속도 증가 및 고기동 특성이 요구되고 있다. 항공기의 최대 비행 속도 증가를 만족하기 위해서 흡입구의 포획 면적(Capture Area)이 증가하고, 수축-확산 노즐(Converging-Diverging Nozzle)의 면적 변화폭이 증가하게 된다. 이에 따라 항공기 흡입구, 노즐에서의 추력 손실(Thrust Loss)과 후방동체에서 발생하는 항력은 증가하여 항공기 설계과정에서 추진계통의 성능을 비교적 정확하게 파악하는 것이 중요해졌다. 또한, 일반적으로 엔진 제조사에서 엔진 개발 시 장착 효과(Installation Effect)는 고려되지 않고 엔진 시뮬레이션 데이터는 제조사의 비밀로 유지되기 때문에, 엔진 장착성능을 예측하기 위해서는 많은 실험과 연구를 필요하게 된다.
본 연구에서는 단발 엔진 전투기 F-16C 모델을 기준으로 엔진 장착성능에 영향을 주는 요인을 제시하고, 각 요인에 의한 장착손실을 분석하였다. 추가로 후방동체 항력을 포함한 엔진 성능에 비교적 복잡한 영향을 미치는 배기노즐 형상에 대하여 그 형상을 변화시켜가며 장착 추력(Installed Thrust)을 비교 분석하였다. 먼저, 선행연구를 바탕으로 엔진의 장착성능에 영향을 미치는 요인을 분류하고 그 특성을 정의하였다. 전산유체해석(CFD)과 상용 가스터빈 엔진 시뮬레이션 프로그램(Gasturb)을 활용하여 추력 손실을 분석하고 실험 데이터 및 추정식과 비교 검증하였다. 이후 Gasturb를 통한 엔진 설계점(Design Point) 성능해석 결과를 바탕으로 전산해석의 경계조건을 도출하였고, 전산해석 프로그램인 Fluent를 활용하여 고도 11km, Mach 0.6 ~ 1.4의 운용조건에서 해석 모델의 압축성 유동장을 해석하였다. 최종적으로 전산해석과 엔진 성능해석 결과를 종합하여 해석 모델에 대한 엔진 장착손실을 산정하였고, 노즐 면적비 및 형상에 따라 변화하는 추력 특성을 비교 분석하였다.

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