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문제 정의
- 본 논문에서는 전투용 항공기의 주요한 임무중의 하나인 air superiority 임무동안 항공기 내의 연료온도와 연료에 의해 냉각되는 유압 및 윤활유온도의 변화를 계산하였다. 본 논문에서는 각 연료탱크의 온도, 연료/오일 열교환기 입구 연료온도, 열교환기를 통해 냉각된 유압 및 윤활유 온도, 고온의 오일들과의 열교환으로 인해 가열된 연료온도(열교환기 출구 연료온도 또는 엔진 입구 연료온도)등이 집중적으로 해석되었다.
가설 설정
- parameter"를 사용한 수정 Dufort-Frankel 식(1)이 수치계산에 사용되었다. Fig. 1에 보는 바와 같이, 본 해석에서 탱크 내 연료는 각 탱크내에 장착된 펌프와 탱크간 서로 연결된 튜브에 의해 순환되고, 이러한 연료의 순환에 의하여 탱크별로 출입하는 연료가 탱크 내에서 잘 섞인다고 가정되었다. 수치해석을 위해, Fig.
- · 비행 중 항공기의 자세는 항상 변하기 때문에, 연료와 외부대기와의 열전달면적 또한 수시로 변하게 되나, 항공기는 항상 수평비행 한다고 가정되었다.
- · 연료가 소모됨에 따라 연료탱크 내부에는 연료가 소모된 공간에 공기가 존재함으로써, 이 공기를 통한 외부대기와 연료사이에서 열전달이 가능하지만, 이것이 연료탱크 온도변화에 미치는 영향이 극히 작아서 무시되었다.
- · 외부공기는 항공기 전방에서 후방쪽으로 흐르며 측면흐름은 고려하지 않았다.
- (1) 가압 펌프의 연료 공급능력은 최대 40, 000 lbs/hr이며, 엔진 연료요구량에 따라 변한다. 가압펌프에 의해 발생되는 열방출량은 1061.2 watts (최소700 Ibs/hr 유량 공급시)로부터 1406.7 watts (최대유량 40, 000 lbs/hr일 때)까지 선형적으로 증가한다고 가정하였다. 이 가압펌프들 또한, 각 집적 탱크의 열원으로서 작용한다.
- 또한, 탱크간 열전달 및 탱크표면과 연료사이의 열전달을 고려하기 위하여, 연료의 열전달계수(hf)는 40 Btu/hr-fF-℉로 가정되었다.
- 지상정지 시, 태양에 의한 복사 열전달의 효과는 해석에 직접적으로 고려되지 않았으나, 연료의 초기온도를 120℉, 오일의 초기온도를 150℉로 가정함으로써 간접적인 방법으로 복사열 전달에 의한 연료 및 오일온도가 높아진 상황을 고려하였다. 각 연료탱크에 저장되어 있는 초기연료량은 Fig.
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