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이차원 비대칭형 초음속 노즐 설계와 실험적 검증
Design and Experimental Verification of Two Dimensional Asymmetric Supersonic Nozzle 원문보기

한국항공우주학회지 = Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, v.37 no.9, 2009년, pp.899 - 905  

Kim, Chae-Hyoung (서울대학교 기계항공공학부 항공우주신기술연구소) ,  Sung, Kun-Min (서울대학교 기계항공공학부 항공우주신기술연구소) ,  Jeung, In-Seuck (서울대학교 기계항공공학부 항공우주신기술연구소) ,  Choi, Byoung-Il (일본 동북대학교 항공공학과) ,  Kouchi, Toshinori (일본 동북대학교 항공공학과) ,  Masuya, Goro (일본 동북대학교 항공공학과)

초록
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일반적으로 초음속 유동 실험 장치에는 축대칭형 노즐이나 이차원 대칭형 노즐이 사용되고 있다. 하지만, 이차원 비대칭형 초음속 노즐은 상대적으로 가공비용이 저렴하며 노즐의 결합부에서 생기는 불필요한 충격파 생성을 줄일 수 있는 이점이 있다. 본 논문에서는 초음속 혼합기의 연소 실험을 위해 마하수 2의 비대칭 초음속 노즐을 설계하였다. 특성곡선해법을 이용하여 설계된 노즐에 대하여 수치해석을 수행하여 경계층보정을 하였으며 최종적으로 가공된 노즐에 대하여 마하파를 가시화 하는 실험을 통하여 노즐의 성능을 검증하였다. 이를 통하여 2차원 비대칭형 초음속 노즐의 설계와 검증 방법을 제시하였다.

Abstract ▼ AI-Helper 아이콘AI-Helper

Most supersonic-flow test facility has axisymmetric nozzles or two-dimensional symmetric nozzles. Compared to these nozzles, a two-dimensional asymmetric nozzle has advantages of reducing low cost for various Mach number testing and undesirable flow structure such as shock wave reflection because th...

주제어

#초음속 비대칭 노즐   #특성곡선해법   #마하파   #경계층 보정  

AI 본문요약
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* AI 자동 식별 결과로 적합하지 않은 문장이 있을 수 있으니, 이용에 유의하시기 바랍니다.

문제 정의

  • 본 논문에서는 이차원 비대칭 노즐의 설계와 성능 검증에 대한 내용을 제시하였다. 노즐의 경계층 보정 방법 중에서 Evvard와 Marcus의 경계층 보정 방법을 수치해석 실험에 적용하여 초음속 노즐의 경계층 보정을 하였다.
  • 또한 비대칭형 노즐은 곡면과 테스트 영역의 접합부를 하나로 줄일 수 있어 결합부에서 발생할 수 있는 압축파와 같은 불필요한 유동 생성을 줄일 수 있는 장점이 있다. 본 연구에서는 이차원 비대칭형 초음속 노즐을 설계하고 검증하는 과정을 보였으며 이를 통해 소형, 저가의 초음속 노즐을 제작하려는 연구자들에게 체계적인 방법을 제시하고자 한다.

가설 설정

  • 노즐 목을 지나면서 유동의 성질은 아음속에서 초음속으로 바뀌게 되며, 일반적으로 노즐 목에서의 경계층 두께는 0으로 가정한다[13]. 실험적, 수치적 계산 결과에 대한 참고문헌[4, 7, 9, 11, 12]에서 이 가정은 타당하며, 이 가정을 토대로 식 9를 사용하여 노즐의 경계층을 보정할 수 있다.
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질의응답

핵심어 질문 논문에서 추출한 답변
유도무기나 램제트 엔진, 스크램제트 엔진을 비롯한 고속 비행체의 지상실험을 위해서 필요한 것은? 유도무기나 램제트 엔진, 스크램제트 엔진을 비롯한 고속 비행체의 지상실험을 위해서는 초음속 풍동장치가 필요하며, 가장 핵심이 되는 부분은 초음속 노즐이다. 초음속 노즐에 관한 내용은 여러 저서와 논문에서 소개되고 있으며[1-3] 대부분의 경우 이차원 대칭형 초음속 노즐과 축대칭형 초음속 노즐이 사용되고 있다.
비대칭형 노즐의 장점은? 이차원 비대칭형 노즐은 대칭형 노즐과 달리 한쪽은 평판이며, 다른 한쪽면에만 윤곽(contour)이 있는 노즐이다. 비대칭형 노즐은 윤곽이 있는 한쪽면만 교체하여 다른 마하수 유동을 만들 수 있어 다양한 마하수에 대하여 여러 노즐을 제작할 경우 가공비용이 절감되는 장점이 있다.
일반적인 초음속 노즐을 사용할 경우, 발생하는 단점은? 일반적인 초음속 노즐을 사용할 경우, 노즐 출구 시험부(test section)에 쐐기(wedge)를 이용하여 충격파를 가시화하여 마하수를 결정하거나 피토 튜브(pitot tube)를 이용해 압력값을 측정하여 실험과 동시에 유동의 값을 측정하게 된다. 이러한 방법은 실제 실험의 유동값을 동시에 측정하지 못하거나 실험유동에 간섭을 초래하게 된다. 하지만 비대칭형 노즐의 경우는 평판 쪽에 압력 센서를 부착하는 방법을 이용하여 실험 유동에 간섭을 최소화 하면서 노즐 유동의 내부 값을 측정할 수 있다는 장점이 있다[4].
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참고문헌 (14)

  1. 노오현, 최신 압축성 유체역학, 희중당,1990. 

  2. Anderson, J. D. Jr., Modern CompressibleFlow with Historical Perspective, McGraw Hill,1990. 

  3. 이진호, 허철준, 배기준, 배영우, 변영환, 이재우, 장조원, “교육용 초음속 풍동 개발 및 성능검증에 관한 연구”, 한국항공우주학회지, 제32권제 8호, 2004, pp. 129-137. 

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  4. Pierce, D.,"A simple flexible supersonicwind tunnel nozzle for the rapid and accuratevariation of flow Mach number”, Aeronauticalresearch council current papers no. 865, 1967. 

  5. 김채형, 정인석, “초음속 유동 내 벤트 혼합기의 형상적 특성에 따른 성능 연구”, 한국항공우주학회지, 37권 1호, 2008, pp. 69-75. 

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  6. Fang, F., "A Design Method forContractions with square End sections”,Transactions of the SAME Vol. 119, 1997, pp.454-458. 

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  7. Back, L. H., Massier, P. F., and Giers, H.L., "Comparison of Measured and PredictedFlows through Conical Supersonic Nozzles,with Emphasis on the Transonic Region”,AIAA Journal Vol. 3, No. 9, 1965, pp.1606-1614. 

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  8. Sivells, J. C., "Aerodynamic Design ofAxisymmetric Hypersonic Wind TunnelNozzles”, Journal of Spacecraft and Rockets,Vol. 7, 1970, pp. 1292-1299. 

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  9. Joseph, C. Y. and William, R. M., "AnInviscid Supersonic Nozzle Design Approach toPerfect Flow Uniformity for Wind TunnelApplications”, AIAA 2008-7059. 

  10. Evvard, J. C., and Marcus, L. R.,"Achievement of Continuous Wall Curvature inDesign of Two-Dimensional SymmetricSupersonic Nozzles”, NACA TN 2616, 1952. 

  11. Jacobs, P. A., and Stalker, R. J., “"Mach4 and Mach 8 Axisymmetric Nozzles for aHigh-Enthalpy Shock Tunnel”, " TheAeronautical Journal, Vol. 95, No. 949, 1991,pp. 324？334. 

  12. Christopher S. Craddock, B. E.,"Computational Optimization of Scramjets andShock Tunnel Nozzles”, Ph.D. Dissertation, Department of Mechanical Engineering, TheUniversity of Queensland, 1999. 

  13. McCabe, A., “Design of a SupersonicNozzle" Aeronautical Research council reportsand Memoranda, Ministry of aviation, 1967. 

  14. El-Naggar, M. Y., Klamo, J. T. , Tan,M.-H. , and Hornung, H. G. , "ExperimentalVerification of the Mach Number Field in aSupersonic Ludwieg Tube”, AIAA Journal, Vol.42, No. 8, 2004, pp. 1721-1724. 

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