[논문]과학로켓 모델의 정적 안정성에 대한 초음속풍동 실험연구

이상현; 조환기; 성홍계; 김진곤

doi:10.5139/jksas.2010.38.9.856

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본 연구에서는 하이브리드 과학로켓의 공력특성을 파악하고 정적 세로 안정성에 대한 판단을 하기 위해서 초음속 풍동실험을 하였다. 과학로켓의 10% 축소모델에 대해서 마하수 1.75~2.5, 받음각 $0^{\circ}{\sim}6^{\circ}$의 조건에서 실험을 수행하였으며, 4분력 내장형 밸런스를 사용하여 실험모델의 공력과 모멘트를 측정하였다. 측정된 자료를 바탕으로 로켓의 안정성을 판단하였으며, 로켓의 길이효과를 분석하기 위하여 길이가 다른 3개의 모델에 대하여 실험을 수행하였다. 또한, 쉴리렌 광학장치를 이용하여 초음속 비행 시 발생하는 충격파를 가시화하고 속도 및 받음각 변화에 따른 충격파의 변화를 관찰하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

In this work, experiments on hybrid sounding rocket were conducted to investigate the aerodynamic characteristics and analyze longitudinal static stability. Tests were performed on 1/10 scale models of sounding rocket through Mach number ranging from 1.75 to 2.5 and for angle of attack from $0^...

In this work, experiments on hybrid sounding rocket were conducted to investigate the aerodynamic characteristics and analyze longitudinal static stability. Tests were performed on 1/10 scale models of sounding rocket through Mach number ranging from 1.75 to 2.5 and for angle of attack from $0^{\circ}$ to $6^{\circ}$. Aerodynamic forces and moments were measured by means of a 4 component internal balance. With measured forces and moments, static stability characteristics of rocket were calculated. Tests were made for three models with different length to determine the effect of body length. The visualization of shock waves was carried out by Schlieren optical system to observe variations of shock waves with Mach number and angle of attack.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

이 경우 과학로켓을 축소하여 실험모델을 제작하게 되면 초음속 풍동의 시험부가 실험 수행에 있어서 큰 제약 요건이 된다. 본 연구에서는 풍동 시험부의 크기를 감안하여 실험에 적용하고자 하였다.

제안 방법

과학로켓의 초음속 공력특성을 파악하고 정적 안정성을 해석하기 위해서 축소모델을 이용하여 다양한 유속 및 받음각 조건에서의 공력 측정을 실시하였다. 세부 시험 및 측정 조건은 Table 1과 같다.
길이 효과 파악을 위하여 기본모델인 200 mm 모델보다 길이가 20 mm, 40 mm 긴 모델에 대해서 Mach 2의 속도로 풍동실험을 수행하였다. Fig.
모든 시험조건에 대해서 쉴리렌 광학장치를 이용하여 충격파를 관찰하였다. 다음의 Fig.
본 연구에서는 공군사관학교에서 보유하고 있는 교육용 초음속 풍동의 측정부에 적합한 크기의 축소시험 모델을 제작한 후 4분력 밸런스를 사용하여 공력을 측정하는 초음속 풍동시험을 수행하였으며, 쉴리렌 광학장치(Schlieren optical system)를 이용하여 초음속 비행 시 발생하는 충격파를 촬영하였다.
본 연구에서는 과학로켓의 10% 축소모델을 이용하여 유속 Mach 1.75 ～ 2.5, 받음각 0°～6°에 이르는 영역에 대해서 공력을 측정하고 충격파를 관찰하는 풍동실험을 수행하였다.
3은 전체 길이 200 mm 모델의 기하학적 형상을 보여주고 있다. 실험모델은 초음속 풍동실험에 필요한 내구성을 확보하고 보관의 용이성을 위하여 스텐레스강(STS 304)을 사용하여 동체는 CNC 선반가공, 핀은 와이어 커팅 후 연삭가공을 하여 각각 0.1 mm, 0.01 mm 오차로 제작하였다.
전압, 정압 측정에 사용된 압력센서는 각각 TMI 5 kg/cm², 2 kg/cm²로 풍동 실험 전 분동식 압력계를 이용하여 보정을 수행하였으며 오차는 0.02%이다.

대상 데이터

본 연구에 사용된 공군사관학교의 초음속 풍동은 측정부 크기가 100 mm × 100 mm인 단속적 불어내기 방식의 교육용 풍동으로서, 구현 가능 마하수는 1.5 ∼ 3.5이다.
본 연구의 대상인 과학로켓은 직경에 비해 전체 길이가 다른 로켓에 비하여 길이가 다소 긴 형태이다. 이 경우 과학로켓을 축소하여 실험모델을 제작하게 되면 초음속 풍동의 시험부가 실험 수행에 있어서 큰 제약 요건이 된다.
실험모델을 시험부에 고정하고 적절한 모델의 자세를 유지하기 위해 Fig. 1과 같이 sting과 pod를 이동하여 원하는 받음각을 유지할 수 있는 지지부 시스템이 사용되었다.
이때, 설계된 과학로켓의 기하학적 형상을 그대로 적용할 경우 작은 받음각에도 풍동시험부 전방부분이 측정부 천정에 닿게 된다. 이러한 문제점을 해결하고 목표하는 받음각 범위 내에서 실험을 수행할 수 있는 최대 길이를 실험모델의 길이로 결정하였으며, 모델 길이의 영향을 확인하기 위해서 200 mm, 220 mm, 240 mm 길이의 실험모델을 제작하였다.
풍동시험에 사용된 모델은 초음속풍동의 측정부에 설치 가능하도록 원래의 로켓 크기에 대하여 10%의 크기로 축소하여 로켓 동체의 지름을 17 mm로 하였다. 이때, 설계된 과학로켓의 기하학적 형상을 그대로 적용할 경우 작은 받음각에도 풍동시험부 전방부분이 측정부 천정에 닿게 된다.

이론/모형

6 ~ 9에 나타내었다. 수직력계수구배 및 피칭모멘트계수구배는 일련의 측정결과를 잘 반영할 수 있도록 최소자승법(Least squares methods)을 이용하여 계산하였다[13].

성능/효과

공력측정결과로부터 정적여유를 계산한 결과 마하수 증가에 따라 정적 여유는 감소하였지만, 전체 측정 마하수 구간에서 과학로켓은 정적으로 안정한 것으로 판단할 수 있었다. 또한, 모델의 길이의 증가에 따라서 안정성이 더욱 증대됨을 확인할 수 있었다.
공력측정결과로부터 정적여유를 계산한 결과 마하수 증가에 따라 정적 여유는 감소하였지만, 전체 측정 마하수 구간에서 과학로켓은 정적으로 안정한 것으로 판단할 수 있었다. 또한, 모델의 길이의 증가에 따라서 안정성이 더욱 증대됨을 확인할 수 있었다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	하이브리드 로켓의 장점은?	최근 국내·외적으로 우주개발에 대한 관심이 고조되고 있는 가운데 안전성, 저비용, 환경 친화성 등의 장점으로 인하여 하이브리드 로켓은 전세계의 많은 연구소와 기업에서 연구 개발되고 있다[1, 2].
	초음속 풍동실험의 제약 요건으로는 실험 장치 부족 외엔 무엇이 있는가?	과학로켓의 초음속 공력특성 해석을 위한 실험적 방법은 초음속 풍동실험을 수행해야 되는데 국내에서는 실험장치의 부족으로 극히 제한적인 기관에서만 일부 실험이 가능한 실정에 있다. 또한 과학로켓은 직경에 비해 길이가 길어 초음속 풍동의 측정부 크기가 실험 수행에 있어서 큰 제약 요건이 된다[6].
	공력특성을 해석하기 위한 방법으로 사용되는 것은?	공력특성을 해석하기 위한 방법으로 이론적 방법 및 전산유체역학적 해석법이 많이 사용되고 있지만, 이러한 방법들은 불확정 요소를 내포하게 된다[4]. 실험적 방법은 이론적 공력해석의 검증 및 정확한 공력 자료를 얻기 위한 방법으로 유용하게 이용될 수 있다[5].

참고문헌 (14)

권민찬, 허환일, "하이브리드 로켓의 개념 소개 및 연구개발 동향 분석", 한국항공우주학회지, 제30권 3호, 2002.

원문보기 상세보기
권민찬, 허환일, "각국 대학에서의 하이브리드 로켓 연구 개발 현황", 한국항공우주학회지, 제30권 3호, 2002.
Ronald W. Humble, Gary N. Henry, Wiley J. Larson, "Space Propulsion Analysis and Design", McGraw-Hil, Inc., 1995.
Jonh D. Anderson, Jr., "Computational Fluid Dynamics", McGraw-Hil, Inc., 1995.
오범석, 김재수, 박정주, 노웅래, 류장수, "과학로켓(KSR-420S)의 공력 및 가열 특성", 한국항공우주학회지, 제22권 2호, 1994.

상세보기
이상현, 조환기, 백승욱, 성홍계, 문희장, 김진곤, "과학로켓 모델의 정적 공력 특성에 관한 실험연구", 한국항공우주학회 춘계학술발표회, 2009.
공군사관학교, "항공공학 실험", 공군교재창, 2008.
Jewel B. Barlow, William H. Rae, Jr., Alan Pope, "Low-Speed Wind Tunnel Testing", Wiley & Sons, Inc., 1999.
Alan Pope, Kennith L. Goin, "High Speed Wind Tunnel Testing", Wiley & Sons, Inc., 1965.
Joseph A. Yuska, "Static Aerodynamic Characteristics of a Rocket Vehicle with Thick Wedge Fins and Sweptback Leading and Trailing Edges", NASA TN D-3182, 1966.
George M. Siouris, "Missile Guidance and Control Systems", Springer-Verlag, 2004.
John D. Anderson, "Modern Compressible Flow", McGraw-Hill, Inc., 2004.
Daniel Zwillinger, "CRC Standard Mathematical Tables and Formulae", Chapman &Hall/CRC, 2003.
C. Donald Babb. Dennis E. Fuller, "Static Stability Investigation of a Sounding-Rocket Vehicle at Mach Numbers from 1.50 to 4.63", NASA TN D-4014, 1967.

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