비행 마하수 6으로 운용되며, 지상 정지 추력으로부터 사용이 가능하도록 2단 추진체 개념이 적용된 스크램제트 엔진 비행체에 대한 개념설계를 수행하였다. 1단은 고체로켓을 적용하였으며, 2단은 탄화수소 계열의 연료를 사용하는 스크램제트 엔진을 적용하였다. 개념설계를 위하여 2,000 km의 운용거리와 0.2 톤의 탑재체 무게를 가정하였다. 개념설계의 첫 번째 단계로 3-DOF 코드를 이용하여 비행궤도를 계산하였으며, 계산된 비행궤도를 바탕으로 일차원-비평형 유동 코드와 NASA의 HASA 데이터베이스를 이용하여 스크램제트 엔진에 대한 개념설계를 수행하였다.
비행 마하수 6으로 운용되며, 지상 정지 추력으로부터 사용이 가능하도록 2단 추진체 개념이 적용된 스크램제트 엔진 비행체에 대한 개념설계를 수행하였다. 1단은 고체로켓을 적용하였으며, 2단은 탄화수소 계열의 연료를 사용하는 스크램제트 엔진을 적용하였다. 개념설계를 위하여 2,000 km의 운용거리와 0.2 톤의 탑재체 무게를 가정하였다. 개념설계의 첫 번째 단계로 3-DOF 코드를 이용하여 비행궤도를 계산하였으며, 계산된 비행궤도를 바탕으로 일차원-비평형 유동 코드와 NASA의 HASA 데이터베이스를 이용하여 스크램제트 엔진에 대한 개념설계를 수행하였다.
In this study, two-stage hypersonic scramjet vehicle was designed for the flight condition of Mach number 6. In order to launch at sea level, two stage concept was applied. The first stage of the vehicle is solid rocket-powered and is mounted under the second stage. The second stage is powered by sc...
In this study, two-stage hypersonic scramjet vehicle was designed for the flight condition of Mach number 6. In order to launch at sea level, two stage concept was applied. The first stage of the vehicle is solid rocket-powered and is mounted under the second stage. The second stage is powered by scramjet propulsion system and gas wings. The suggested mission scenario is to deliver 0.2 ton payload to the range of 2,000 km. For the first step of conceptual design, trajectory of air vehicle was calculated by 3-DOF trajectory code. Based on the result of trajectory code, scramjet engine design and mass estimation were performed by non-equilibrium nozzle flow code and NASA's HASA model, respectively. In order to find best solution, all steps of designing process was iterated until they was reached.
In this study, two-stage hypersonic scramjet vehicle was designed for the flight condition of Mach number 6. In order to launch at sea level, two stage concept was applied. The first stage of the vehicle is solid rocket-powered and is mounted under the second stage. The second stage is powered by scramjet propulsion system and gas wings. The suggested mission scenario is to deliver 0.2 ton payload to the range of 2,000 km. For the first step of conceptual design, trajectory of air vehicle was calculated by 3-DOF trajectory code. Based on the result of trajectory code, scramjet engine design and mass estimation were performed by non-equilibrium nozzle flow code and NASA's HASA model, respectively. In order to find best solution, all steps of designing process was iterated until they was reached.
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문제 정의
스크램제트 엔진은 고속에서 운용이 가능하다는 장점을 가지고 있지만 낮은 영역의 마하수에서는 운용이 불가능하다. 본 연구를 통하여 진행될 개념설계에서는 지상 정지 마하수에서부터 출발하여 운용이 가능한 비행체를 목표로 하고 있기 때문에 지상 정지 마하수에서 스크램제트엔진의 운용이 가능한 고 마하수까지 가속을 할수 있는 장치가 필요하였다. 이를 위하여 2단의 추진체 개념이 적용되었다.
본 연구에서는 2단 비행체 개념이 적용된 초음속 비행이 가능한 스크램제트 비행체에 대하여 개념설계를 수행하였다.
본 연구에서는 탄화수소 계열의 연료 중 케로신을 연료로 사용하고 약 2,000 km의 장거리를 비행할 수 있는 비행 마하수 6의 2단 스크램제트 비행체에 대한 개념설계를 수행하여 실제 개발 가능성 여부를 확인하고자 하였다.
가설 설정
2단에 장착된 스크램제트엔진은 30 km의 고도에서 순항을 해야 하고 최종적으로는 활강을 해야 하기 때문에 양력 및 항력을 발생시켜 제어를 하기 위한 날개가 필요 하였다. 간단한 계산을 위하여 2개의 델타 형태의 날개를 가정하였으며, 마찬가지로 1단에서도제어를 위한 4개의 작은 날개를 가정하였다.
설계 요구조건 중에서 탑재체의 무게는 최대 200 kg, 최대 운용거리는 2,000 km, 비행 마하수는 6으로 가정하였으며, 순항고도는 30 km로 설정하였다. 지상정지조건에서 출발하며, 1단은 고체 로켓을 사용하는 것으로 개념설계를 진행하였으며, 2단 스크램제트 엔진은 탄화수소 계열인 케로신을 연료로 사용하는 것으로 가정하였다.
설계 전 구조적 안정성을 위하여 제한조건으로 중력가속도를 6 G 이하가 되도록 가정하였다. Fig.
10은 설계된 스크램제트 엔진의 각 당량비에서의 Isp값을 나타낸 그래프이다. 앞 절에서 수행한 비행궤도 계산에서 스크램제트 엔진의 Isp를 640 s로 가정하여 계산을 수행하였는데, Fig. 10을 보면 설계 마하수인 6에서 당량비를 0.6 이상으로 할 때 설계 요구조건인 640 s의 Isp를 만족시킬 수 있음을 알 수 있다. Fig.
설계 요구조건 중에서 탑재체의 무게는 최대 200 kg, 최대 운용거리는 2,000 km, 비행 마하수는 6으로 가정하였으며, 순항고도는 30 km로 설정하였다. 지상정지조건에서 출발하며, 1단은 고체 로켓을 사용하는 것으로 개념설계를 진행하였으며, 2단 스크램제트 엔진은 탄화수소 계열인 케로신을 연료로 사용하는 것으로 가정하였다.
2단 추진에 사용된 초음속 비행체의 비행 궤도 계산을 위하여 3-DOF 코드[4]를 사용하였으며, 계산된 결과를 앞 절에서 수행한 비행체의 무게 및 크기 계산결과와 비교하는 반복 계산을 통하여 수정하였다. 프로그램에서 요구하는 1단 비행체의 수치는 ORION 50XL의 수치를 적용하였으며, 2단 스크램제트 비행체의 추력 입력값으로 640의 Isp[s] 값을 가정하였다. Fig.
제안 방법
1단으로는 로켓엔진을 사용하며, 2단 엔진으로 스크램제트 엔진을 사용하였다. 1단 엔진을 통해 지상정지조건에서 출발하여 스크램제트의 비행마하수인 마하 6.5까지 가속을 하며, 분리 후 스크램제트를 이용하여 약 2,000 km의 거리를 비행할수 있도록 설계되었다. 스크램제트 엔진의 개념설계에는 일차원 비평형 코드가 사용이 되었으며, 설계에 있어 구조적 안정성 등에 대한 몇 가지 제한조건을 두어 설계를 수행하였다.
이를 위하여 2단의 추진체 개념이 적용되었다. 1단 추진체는 고체로켓을 사용하였으며, 로켓을 이용하여 스크램제트엔진의 운용이 가능한 영역까지 가속을 할 수있도록 개념설계를 수행하였다.
2단 추진에 사용된 초음속 비행체의 비행 궤도 계산을 위하여 3-DOF 코드[4]를 사용하였으며, 계산된 결과를 앞 절에서 수행한 비행체의 무게 및 크기 계산결과와 비교하는 반복 계산을 통하여 수정하였다. 프로그램에서 요구하는 1단 비행체의 수치는 ORION 50XL의 수치를 적용하였으며, 2단 스크램제트 비행체의 추력 입력값으로 640의 Isp[s] 값을 가정하였다.
2단에 장착될 스크램제트 엔진에 대한 개념설계 결과를 바탕으로 초음속 스크램제트 비행체에 대한 개념설계를 수행하였다. 1단 비행체의치수는 앞 절에서 선정한 ATK사의 ORION 50 XL의 값을 바탕으로 결정하였다.
개념설계 수행 전에 극초음속 비행체를 설계 하기 위한 요구조건과 제한조건을 설정해보았다. Table 1과 Table 2는 본 논문을 통하여 수행된 개념설계 시 적용된 설계 요구조건과 제한조건이다.
스크램제트 엔진의 개념설계는 내부유동을 비점성 1차원 유동으로 가정하고 노즐에서의 팽창은 열화학적인 비평형으로 고려하는 일차원 비평형 프로그램을 통하여 수행되었다. 개념설계 시 프로그램의 입력항목으로 요구되는 초음속 흡입구의 쐐기 각도 및 길이는 앞 절에서 수행한 비행 궤도 결과에서 요구하는 추력 및 공기유량을 만족할 수 있도록 설정하였다.
비행 마하수를 6으로 설정하였으며, 지상정지조건에서 출발하여 마하 6 까지 비행이 가능하기 위하여 2단 추진체 개념이 적용되었다. 1단으로는 로켓엔진을 사용하며, 2단 엔진으로 스크램제트 엔진을 사용하였다.
앞 절에서 수행한 비행체 무게 추정 및 비행 궤도 계산결과를 바탕으로 스크램제트 엔진의 개념설계를 수행하였다[5]. 스크램제트 엔진의 개념설계는 내부유동을 비점성 1차원 유동으로 가정하고 노즐에서의 팽창은 열화학적인 비평형으로 고려하는 일차원 비평형 프로그램을 통하여 수행되었다. 개념설계 시 프로그램의 입력항목으로 요구되는 초음속 흡입구의 쐐기 각도 및 길이는 앞 절에서 수행한 비행 궤도 결과에서 요구하는 추력 및 공기유량을 만족할 수 있도록 설정하였다.
5까지 가속을 하며, 분리 후 스크램제트를 이용하여 약 2,000 km의 거리를 비행할수 있도록 설계되었다. 스크램제트 엔진의 개념설계에는 일차원 비평형 코드가 사용이 되었으며, 설계에 있어 구조적 안정성 등에 대한 몇 가지 제한조건을 두어 설계를 수행하였다.
앞 절에서 수행한 비행체 무게 추정 및 비행 궤도 계산결과를 바탕으로 스크램제트 엔진의 개념설계를 수행하였다[5]. 스크램제트 엔진의 개념설계는 내부유동을 비점성 1차원 유동으로 가정하고 노즐에서의 팽창은 열화학적인 비평형으로 고려하는 일차원 비평형 프로그램을 통하여 수행되었다.
요구조건과 함께 몇 가지의 제한조건을 개념 설계에 적용하였다. 비행체에 적용되는 하중은 비행체가 운용되는 전 영역에 걸쳐 6 G, 동압력은 1단 로켓이 작동하는 영역에서는 100 kpa, 스크램제트 엔진이 작동하는 영역에서는 50 kpa 를 넘지 않도록 제한하였다.
본 연구를 통하여 진행될 개념설계에서는 지상 정지 마하수에서부터 출발하여 운용이 가능한 비행체를 목표로 하고 있기 때문에 지상 정지 마하수에서 스크램제트엔진의 운용이 가능한 고 마하수까지 가속을 할수 있는 장치가 필요하였다. 이를 위하여 2단의 추진체 개념이 적용되었다. 1단 추진체는 고체로켓을 사용하였으며, 로켓을 이용하여 스크램제트엔진의 운용이 가능한 영역까지 가속을 할 수있도록 개념설계를 수행하였다.
앞 절에서 계산한 비행 궤도에 따르면 본 연구를 통하여 개념설계가 수행된 스크램제트 엔진은 약 ±6°의 받음각에서 운용이 가능하여야한다. 하지만 전반부에서 사용한 일차원 비평형프로그램에는 받음각에 대한 고려가 되어 있지않아, 실제로 개념설계 된 스크램제트 흡입구의운용가능 여부를 판단하기 위하여 상용코드인 Fluent를 이용한 전산해석을 재수행 하였다.
대상 데이터
1단 로켓은 기존에 사용되고 있는 로켓 중에서 요구되는 추력에 근접한 모델을 선정하고자하였으며, ATK Company의 ‘ORION 50 XL'을 최종적으로 선정하였다[3].
비행 마하수를 6으로 설정하였으며, 지상정지조건에서 출발하여 마하 6 까지 비행이 가능하기 위하여 2단 추진체 개념이 적용되었다. 1단으로는 로켓엔진을 사용하며, 2단 엔진으로 스크램제트 엔진을 사용하였다. 1단 엔진을 통해 지상정지조건에서 출발하여 스크램제트의 비행마하수인 마하 6.
Figure 8과 9는 스크램제트 엔진의 개념설계에따른 내부유동의 마하수, 전압력 및 전온도에 대한 계산결과를 나타낸 그래프이다. 스크램제트엔진의 총 길이는 3.5 m이며, 스크램제트 엔진의쐐기 각도는 스크램제트 엔진의 연소기 입구에서의 마하수가 1.5가 되도록 설정하였다. Fig.
이론/모형
개념설계 중 2단에 사용되는 스크램제트 엔진의 무게를 추정하기 위하여 NASA의 HASA 모델을 사용하였다[2]. 하지만 전자기기류에 대한 무게데이터는 HASA 모델이 만들어진 시기를 고려하여 적절하게 변경하였다.
성능/효과
개념설계 결과 설계된 비행체를 이용하여 비행 마하수 6으로 운용이 가능함을 확인하였으며, 비행거리 또한 설정하였던 2,000 km를 거의 달성할 수 있었다.
14는초음속 흡입구에 대한 전압력 변화를 보여주는그림이며, 이를 통하여 초음속 흡입구의 쐐기로인한 경사충격파의 형상을 확인할 수 있다. 전산해석 결과를 보면 개념설계를 통해 설계된 초음속 흡입구가 불시동 없이 설계조건에서 운용이잘되고 있음을 알 수 있다.
본 연구를 통하여 수행된 개념설계에는 여러가지 가정이 사용되었기 때문에 결과의 정확도에는 문제가 있을 수 있다. 하지만 개념설계를통하여 이러한 비행체의 실현 가능성을 보고자하였으며, 연구수행결과 비행 마하수 6의 스크램제트 비행체가 운용 가능함을 알 수 있었다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
스크램제트 엔진이 가진 장점은 무엇인가?
스크램제트 엔진은 대기 중의 산소를 사용하므로 산화재의 탑재가 필요치 않아 탑재체의 무게를 증가시킬 수 있다는 장점이 있으며, 재사용이 불가능한 로켓 추진기관에 비하여 스크램제트 엔진은 재사용이 가능한 추진기관이다. 이 때문에 로켓 추진기관을 대신하여 발사체, 극초음속 유도무기 및 초고속 항공기에 활용이 가능한 차세대 추진기관이다.
로켓 추진 기관은 어떤 단점을 갖고있는가?
첫 동력비행의 성공이후 비행체 추진기관은 비약적인 발전을 거듭하여, 현재는 음속의 10배에 달하는 속도를 보여주고 있다. 현재 사용되고 있는 대부분의 극초음속 추진기관은 액체 및 고체로켓 추진기관이 사용되고 있으나, 로켓 추진 기관은 산화제를 탑재해야 하며, 재사용이 불가능하다는 단점을 가지고 있다[1].
비행체 추진기관 중 극 초음속에 사용되는 것에는 무엇이 있는가?
첫 동력비행의 성공이후 비행체 추진기관은 비약적인 발전을 거듭하여, 현재는 음속의 10배에 달하는 속도를 보여주고 있다. 현재 사용되고 있는 대부분의 극초음속 추진기관은 액체 및 고체로켓 추진기관이 사용되고 있으나, 로켓 추진 기관은 산화제를 탑재해야 하며, 재사용이 불가능하다는 단점을 가지고 있다[1].
참고문헌 (5)
S.S. Yang, P.M. Park, S.H. Kang, Y.J. Lee, H.M. Kim, K.J. Lee, B.H. Lee, "Key Technology Development for Supersonic Combustion Ramjet Engine," KARI-Report, KARI, 2007.12
Harloff, G. J. and Berkowitz, B. M., "HASA-Hypersonic Aerospace Sizing Analysis for the Preliminary Design of Aerospace Vehicles," NASA CR-182226, 1988
ATK Company, "ATK Space Propulsion Products Catalog," May 2008
Takahashi, S., Mizobata, K., and Sawada, K., "Conceptual Study of a Two-Stage Air-Breathing Reusable Launch Vehicle," Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 34, No. 5, 1997, pp.628-635
Park, C., Bogdanoff, D. W., and Mehta, U. B., "Theoretical Performance of Magneto hydrodynamic Bypass Scramjet Engine with Nonequilibrium Inonization," Journal of Propulsion and Power, Vol. 19, No. 4, 2003, pp.529-537
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