스크램제트 엔진은 현재 차세대 추진기관의 핵심구성품으로 주목받고 있으며, 현재 미국, 프랑스, 일본, 중국, 인도 등 전세계적으로 활발한 연구가 진행되고 있다. 항공우주연구원은 2007년 모델스크램제트 엔진 S1의 지상시험에 이어, 성능을 개선한 S2모델의 지상시험을 2009년 4월 수행하였다. 엔진시험모델은 설계마하수 6.7의 조건으로 제작되어 Off-design condition인 마하 7.7의 조건에서 지상시험이 수행되었다. 시험결과에서 본 시험모델은 흡입구 카울 안쪽의 충격파 중첩으로 인하여 유동의 박리현상이 발생하였으며, 이로 인하여 엔진 내부의 압력진동이 관찰되었다. 그러나, 연소기 내부에서 초음속 연소는 안정적으로 발생하였으며, 엔진의 격리부는 엔진 내 압력섭동이 흡입구로 전파되는 것을 차단하여 엔진불시동을 방지하는 것으로 나타났다. 또한 항우연의 S2 모델은 다른 시험모델과의 성능비교에서 추력 및 비추력 성능이 우수한 것으로 나타났다.
스크램제트 엔진은 현재 차세대 추진기관의 핵심구성품으로 주목받고 있으며, 현재 미국, 프랑스, 일본, 중국, 인도 등 전세계적으로 활발한 연구가 진행되고 있다. 항공우주연구원은 2007년 모델스크램제트 엔진 S1의 지상시험에 이어, 성능을 개선한 S2모델의 지상시험을 2009년 4월 수행하였다. 엔진시험모델은 설계마하수 6.7의 조건으로 제작되어 Off-design condition인 마하 7.7의 조건에서 지상시험이 수행되었다. 시험결과에서 본 시험모델은 흡입구 카울 안쪽의 충격파 중첩으로 인하여 유동의 박리현상이 발생하였으며, 이로 인하여 엔진 내부의 압력진동이 관찰되었다. 그러나, 연소기 내부에서 초음속 연소는 안정적으로 발생하였으며, 엔진의 격리부는 엔진 내 압력섭동이 흡입구로 전파되는 것을 차단하여 엔진불시동을 방지하는 것으로 나타났다. 또한 항우연의 S2 모델은 다른 시험모델과의 성능비교에서 추력 및 비추력 성능이 우수한 것으로 나타났다.
Scramjet engine is one of the core parts of hypersonic vehicle of next generation and being investigated by many countries. Korea Aerospace Research Institute performed a ground test of the model scramjet engine S1 in 2007. And, S2 model which is improved from S1 model in engine startability and thr...
Scramjet engine is one of the core parts of hypersonic vehicle of next generation and being investigated by many countries. Korea Aerospace Research Institute performed a ground test of the model scramjet engine S1 in 2007. And, S2 model which is improved from S1 model in engine startability and thrust was tested with HIEST (High Enthalpy Shock Tunnel) at Kakuda Space Center of JAXA. Design condition of S2 model was Mach 6.7, however, it was tested at Mach 7.7 as an off-design condition test. As a test result, flow separation was found at the inside of the intake, but the engine showed stable combustion pressure distribution. Furthermore, compared to other test models, S2 model showed a good performance value in thrust and specific impulse.
Scramjet engine is one of the core parts of hypersonic vehicle of next generation and being investigated by many countries. Korea Aerospace Research Institute performed a ground test of the model scramjet engine S1 in 2007. And, S2 model which is improved from S1 model in engine startability and thrust was tested with HIEST (High Enthalpy Shock Tunnel) at Kakuda Space Center of JAXA. Design condition of S2 model was Mach 6.7, however, it was tested at Mach 7.7 as an off-design condition test. As a test result, flow separation was found at the inside of the intake, but the engine showed stable combustion pressure distribution. Furthermore, compared to other test models, S2 model showed a good performance value in thrust and specific impulse.
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문제 정의
본 논문에서는 지난 4월에 이루어진 모델스크 램제트 엔진의 지상시험결과에 대해서 정리하였다.
본 시험에서는 설계마하수 6.7의 시험모델이 마하수 7.7조건에서 어떠한 성능을 보이는지 확인하는 Off-design 성능시험으로 진행되었다. 모든 시험에서 비행마하수는 7.
본 연구를 통하여 일본의 HIEST 충격파터널을 이용한 모델스크램제트 엔진의 지상시험을 수행하였다. 엔진시험모델은 설계마하수 6.
제안 방법
본 연구에서는 3가지 형태의 연료인젝터를 사용하였으며, 각 인젝터는 동일한 직경을 갖는 9개의 Sonic Injector를 적용하였다. Sonic Injector는 Injection hole의 가공상태에 따라 연료량 및 연료분사압력의 편차가 있을 수 있으므로, Fig. 6과 같이 유량 및 압력측정 시험을 통하여 인젝터의 특성을 파악하였다. 이때 유량은 Orifice를 이용한 차압식 유량계를 사용하였다.
0까지 감속시킨 것은 초음속연소에는 도움을 주었으나, 엔진의 항력을 증대시키는 결과로 나타났다 [10-13]. 따라서 S2모델에서는 S1모델에서의 활발한 초음속 연소결과를 토대로 연소기 입구 연소조건을 완화하고 엔진불시동을 최대한 방지하며, 더불어 추력발생을 극대화할 수 있도록 설계하였으며, 구체적인 설계 변경 내용 및 배경은 다음과 같다.
7조건에서 어떠한 성능을 보이는지 확인하는 Off-design 성능시험으로 진행되었다. 모든 시험에서 비행마하수는 7.7, 고도 30km로 고정하였으며 연료인젝터형상 및 당량비변화영향을 고찰하였다.
따라서, Dint는 연료를 분사하지 않은 경우의 값으로 대체할 수 있다. 본 시험모델은 간단한 Ramp압축형 흡입구를 장착하였고, Air bleeding system을 배제하였기 때문에 흡입공기의 유량 및 유속 예측이 가능하므로 엔진내부항력 Dint을 계산할 수 있다. 이러한 방식을 통해 본 시험모델 S2의 추력데이터를 UQ와 JAXA의 데이터 및 S1 모델의 성능과 비교하여 Table 2에 정리하였다 [16, 17].
본 연구에서는 3가지 형태의 연료인젝터를 사용하였으며, 각 인젝터는 동일한 직경을 갖는 9개의 Sonic Injector를 적용하였다. Sonic Injector는 Injection hole의 가공상태에 따라 연료량 및 연료분사압력의 편차가 있을 수 있으므로, Fig.
엔진시험모델에는 Kulite Pressure Transducer(XCL-100-100A) 32개를 장착하여 흡입구 및 연소기 내부의 압력분포를 측정하였다. 연료 인젝터로의 연료공급은 연료 Plenum chamber를 이용하여 모든 인젝터에서의 연료공급압이 동일하게 이루어지도록 구성하였다.
격리부는 면적변화가 없는 단순 채널로서 연소기 내 연소압이 높아지더라도 Precombustion shockwave system을 넓게 분포시켜 흡입구 불시동을 방지하는 효과를 보인다. 연소기는 기존의 일정단면적연소기를 개선하여 일정단면적구간과 확장구간으로 나누어 배치하였다. 연소기 확장부는 연소조건이 좋지않은 경우 소염현상(Flame quenching)을 유발할 수 있지만, 연소조건이 양호한 경우에는 Thermal choking을 방지해주고 추가적인 추력을 발생시키는 효과가 있다.
대상 데이터
2007년 본 연구팀은 모델 스크램제트 엔진을 독자적으로 설계하고 호주 UQ(University of Queensland)가 보유하고 있는 T4 shock tunnel을 이용한 엔진지상시험을 수행하였다. 비행마하수 7.
S2모델의 설계조건은 비행마하수, 6.7, 고도 30km로 설정하였다. 초음속 흡입구는 2단 압축 램프와 카울에 의해 4개의 충격파로 압축된다.
본 시험모델은 수소연료를 사용하며 연소기 내부 공동 전단에서 9개의 Sonic injector를 통하여 분사된다. 충격파 터널을 이용한 시험은 설비 특성상 3~4ms의 짧은 시간 내에 시험이 종료되기 때문에 이 시간동안 정량의 연료를 시험조건에 맞게 분사해주어야 한다.
본 시험은 일본의 JAXA가 보유하고 있는 충격파터널인 HIEST (High Enthalpy Shock Tunnel)를 이용하여 이루어졌다. Fig.
연소기 내부에는 45도 방향으로 수소연료를 분사하는 Sonic injector 9개 및 Cavity flame holder를 장착하였다. 엔진시험모델에는 Kulite Pressure Transducer(XCL-100-100A) 32개를 장착하여 흡입구 및 연소기 내부의 압력분포를 측정하였다. 연료 인젝터로의 연료공급은 연료 Plenum chamber를 이용하여 모든 인젝터에서의 연료공급압이 동일하게 이루어지도록 구성하였다.
본 연구를 통하여 일본의 HIEST 충격파터널을 이용한 모델스크램제트 엔진의 지상시험을 수행하였다. 엔진시험모델은 설계마하수 6.7의 조건으로 제작되어 Off-design condition인 마하 7.7의 조건에서 지상시험이 수행되었다. 시험결과에서 본 시험모델은 흡입구 카울 안쪽의 충격파 중첩으로 인하여 유동의 박리현상이 발생하였으며, 이로 인하여 엔진 내부의 압력진동이 관찰되었다.
이론/모형
연소기 입구마하수를 높이면 빠른 유속때문에 화염을 생성, 유지시키기에 불리하지만, Thermal choking 한계연료마진이 높아지는 장점이 있다. 또한 Buzz 현상방지를 위해서는 Billig이 제안한 바와 같이 격리부(Isolator)를 배치하였다 [14]. 격리부는 면적변화가 없는 단순 채널로서 연소기 내 연소압이 높아지더라도 Precombustion shockwave system을 넓게 분포시켜 흡입구 불시동을 방지하는 효과를 보인다.
성능/효과
시험결과에서 본 시험모델은 흡입구 카울 안쪽의 충격파 중첩으로 인하여 유동의 박리현상이 발생하였으며, 이로 인하여 엔진 내부의 압력진동이 관찰되었다. 그러나, 연소기 내부에서 초음속 연소는 안정적으로 발생하였으며, 엔진의 격리부(Isolator)는 엔진 내 압력섭동이 흡입구로 전파되는 것을 차단하여 엔진불시동을 방지하는 것으로 나타났다. 또한 항우연의 S2 모델은 2007년의 S1모델보다 추력성능, 엔진불시동 방지 측면에서 개선되었고, 호주 UQ의 모델보다 추력상승분, 순추력, 비추력 측면에서 우수한 성능을 보였다.
또한 항우연의 S2 모델은 2007년의 S1모델보다 추력성능, 엔진불시동 방지 측면에서 개선되었고, 호주 UQ의 모델보다 추력상승분, 순추력, 비추력 측면에서 우수한 성능을 보였다. 또한, S2 모델은 일본 JAXA의 모델에 비해서는 추력상승분 및 순추력은 약간 낮지만, 비추력성능은 더 우수한 것으로 나타났다.
2007년 본 연구팀은 모델 스크램제트 엔진을 독자적으로 설계하고 호주 UQ(University of Queensland)가 보유하고 있는 T4 shock tunnel을 이용한 엔진지상시험을 수행하였다. 비행마하수 7.6, 고도 31km조건의 지상시험에서 본 연구팀은 추정연소효율 83%의 초음속 연소구현에 성공하였다. 편의상 본 연구팀이 당시 UQ에서 시험했던 모델을 S1이라 칭하고, 본 연구에서 적용한 시험모델을 S2라 하여 구분하기로 한다.
7의 조건에서 지상시험이 수행되었다. 시험결과에서 본 시험모델은 흡입구 카울 안쪽의 충격파 중첩으로 인하여 유동의 박리현상이 발생하였으며, 이로 인하여 엔진 내부의 압력진동이 관찰되었다. 그러나, 연소기 내부에서 초음속 연소는 안정적으로 발생하였으며, 엔진의 격리부(Isolator)는 엔진 내 압력섭동이 흡입구로 전파되는 것을 차단하여 엔진불시동을 방지하는 것으로 나타났다.
표에 나타난 바와 같이 항우연의 S2 모델은 S1 모델보다 훨씬 개선된 성능을 보여주고 있을 뿐만 아니라 호주 UQ의 모델보다 추력상승분, 순추력, 비추력 측면에서 우수한 성능을 보이고 있다. 또한 일본 JAXA의 모델에 비해서는 추력 상승분 및 순추력은 약간 낮게 나타나고 있지만, 비추력성능은 더 우수한 것으로 나타나고 있다.
후속연구
10, 11을 살펴보면 모델의 Side wall에 이러한 우레탄산화물에 의한 충격파 및 박리 영역의 흔적을 확인할 수 있다. 단, 이러한 유동의 흔적은 반복된 시험에 의해 산화물이 적층되어 나타난 결과이므로 모든 시험결과에서 유효한 유동가시화의 결과물로 볼 수는 없으며, 전체 시험결과에서 수차례 반복된 유동현상을 추측하는 정도로 활용하여야 한다. 사진을 살펴보면 호주에서 수행한 S1 모델의 경우, 카울의 팁부분과 꺾임점 부분에서 발생한 충격파가 연소기 하단부에서 반사되는 모습을 확인할 수 있으며, 유동의 박리현상은 발생하지 않았음을 알 수 있다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
스크램제트엔진의 특징은 무엇인가?
공기흡입식 추진기관으로 극초음속영역을 비행할 수 있으면서, 재사용이 가능한 스크램제트엔진은 고가의 위성발사 비용을 현재의 약 1/10 ~ 1/100 수준으로 절감할 수 있는 재사용발사체의 유력한 핵심구성품으로 평가받고 있다. 또한 스크램제트 엔진은 극초음속 항공기엔진 및 극초음속 유도무기에 적용이 가능할 것으로 기대되므로 가장 유망한 차세대 추진기관이라 할 수 있다 [1].
일본의 HIEST 충격파터널을 이용한 모델스크램제트 엔진의 지상시험을 수행하여 무엇이 관찰되었는가?
7의 조건에서 지상시험이 수행되었다. 시험결과에서 본 시험모델은 흡입구 카울 안쪽의 충격파 중첩으로 인하여 유동의 박리현상이 발생하였으며, 이로 인하여 엔진 내부의 압력진동이 관찰되었다. 그러나, 연소기 내부에서 초음속 연소는 안정적으로 발생하였으며, 엔진의 격리부(Isolator)는 엔진 내 압력섭동이 흡입구로 전파되는 것을 차단하여 엔진불시동을 방지하는 것으로 나타났다. 또한 항우연의 S2 모델은 2007년의 S1모델보다 추력성능, 엔진불시동 방지 측면에서 개선되었고, 호주 UQ의 모델보다 추력상승분, 순추력, 비추력 측면에서 우수한 성능을 보였다. 또한, S2 모델은 일본 JAXA의 모델에 비해서는 추력상승분 및 순추력은 약간 낮지만, 비추력성능은 더 우수한 것으로 나타났다.
스크램제트 엔진은 무엇으로 주목받고 있나요?
스크램제트 엔진은 현재 차세대 추진기관의 핵심구성품으로 주목받고 있으며, 현재 미국, 프랑스, 일본, 중국, 인도 등 전세계적으로 활발한 연구가 진행되고 있다. 항공우주연구원은 2007년 모델스크램제트 엔진 S1의 지상시험에 이어, 성능을 개선한 S2모델의 지상시험을 2009년 4월 수행하였다.
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AI-Helper
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