[논문]우주발사체 발사에 의한 발사장 주변의 음향 소음 분석

심형석; 최규성; 고정환; 노웅래

초록
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우주발사체 비행에 의한 발사장 주변의 음향 소음에 대하여 분석하였다. 발사체 엔진 배기 제트에 소음원을 위치시키고 소음의 방향성, 대기 감쇄 등을 고려하여 발사장 주변의 특정 지점에 미치는 소음의 크기를 예측하였다. KSLV-I의 발사 소음을 예측하고 이 결과를 비행시험시의 측정 결과와 비교하였다. 분석 결과는 소음의 방향성에 의해 큰 영향을 받는 것으로 나타났으며 소음 방향성 정보에 대한 적절한 가정에 의해 시험 결과와 예측 결과가 서로 잘 일치하는 것을 확인하였다.

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The acoustic noise around a launch pad by launches of space launch vehicles was analyzed. The magnitudes of sound noise at some points near launch pad were predicted by locating the sound source at the exhaust jet plume of the rocket engine and considering several factors such as the directivity of ...

The acoustic noise around a launch pad by launches of space launch vehicles was analyzed. The magnitudes of sound noise at some points near launch pad were predicted by locating the sound source at the exhaust jet plume of the rocket engine and considering several factors such as the directivity of the sound propagation and atmospheric attenuation. Specifically, the launch noise of Korea Space Launch Vehicle-I (KSLV-I) was estimated, and was compared to the actual measurement results. The analysis results proved to be heavily affected by the characteristics of directivity of sound propagation and the analysis showed good agreements with the measurements when the directivity of the sound was appropriately adjusted.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

본문에서는 실험 데이터를 이용하여 발사체 배기가스에 소음원(noise source)을 위치시키고 소음원의 주파수 특성, 소음의 방향성 모델 등을 이용한 소음 분석 방법에 대하여 살펴본다. 또한 거리에 의한 소음 감쇄와 대기에 의해 흡수되는 소음 에너지에 의한 감쇄 효과, 발사체의 빠른 속도로 인한 도플러 효과 등도 함께 설명되었다.
또한 Sutherland[6]의 방향성 모델은 피크가 나타나는 시간은 정확히 예측하지만 변화 경향성은 실측 값과 큰 차이를 보이는 것으로 나타났으며 NASA-SP8072[1]의 소음 방향성 모델을 이용한 경우에는 소음 경향성은 양호하지만 시간축 방향으로 shift 된 것과 같은 결과를 보이는 것을 알 수 있었다. 여기에서는 이러한 특성을 토대로 NASA-SP8072[1]의 소음 방향성 모델을 수정하여 실측 결과와 일치하는 결과를 얻을 수 있을 지 살펴보았다.

가설 설정

소음이 전파되면서 거리에 의한 소음 감쇄는 식(4)를 이용하여 계산된다. 여기에서 발사체는 대기 중에 떠 있는 상태로 소음은 자유공간으로 전파되는 것으로 가정하였다.

제안 방법

그림 4에 NASA SP-8072[1]에서 제시하는 스트롤 수에 따른 방향성을 나타내었다. 본 연구에서는 Sutherland[6]의 방향성 모델과 NASA SP-8072[1]의 주파수에 따른 방향성 모델을 사용 하여 그 결과를 비교하였다.
앞에서 밝힌 바와 같이 본 논문에서는 Sutherland[6]와 Plotkin[5]에 의해 제시된 방법을 사용하여 발사체에 의한 음향 소음 분석을 수행하였다. 비행중인 발사체의 배기가스에 의한 소음 특성을 예측하고 소음의 전파 방향성과 거리 및 대기에 의해 감쇄되는 영향을 포함하여 분석되었다. 또한 소음원의 이동에 의한 도플러 효과가 분석에 반영되었다.
음압 레벨이 피크가 되는 시간을 일치시키기 위하여 그림 4의 NASA-SP8072[1]의 방향성 모델에서 최댓값이 60∼80도에서 형성되도록 그래프를 X축(각도 축) 방향으로 20도 shift 하여 분석을 수행하였다. 이에 따라 방향성 모델의 음압 최댓값이 되는 각도는 Sutherland[6] 모델과 같아 진다.

데이터처리

또한 거리에 의한 소음 감쇄와 대기에 의해 흡수되는 소음 에너지에 의한 감쇄 효과, 발사체의 빠른 속도로 인한 도플러 효과 등도 함께 설명되었다. 마지막으로 KSLV-I에 의한 소음을 분석하고 분석 결과를 실제 발사시에 측정된 소음과 비교하였다.
실험 데이터에 기반하여 Sutherland에 의해 제시된 분석 방법을 이용하여 KSLV-I의 음향 소음을 분석하고 실제 비행 데이터와 비교하였다. 분석 결과에 큰 영향을 미치는 소음의 방향성 모델은 Surtherland의 모델과 NASA-SP8072에서 제시된 모델을 함께 사용하여 그 결과를 비교하였다. 두 모델을 독립적으로 사용하였을 경우에는 실측 데이터와 큰 차이를 보이는 것으로 분석되었다.
실험 데이터에 기반하여 Sutherland에 의해 제시된 분석 방법을 이용하여 KSLV-I의 음향 소음을 분석하고 실제 비행 데이터와 비교하였다. 분석 결과에 큰 영향을 미치는 소음의 방향성 모델은 Surtherland의 모델과 NASA-SP8072에서 제시된 모델을 함께 사용하여 그 결과를 비교하였다.

이론/모형

특히 실험 데이터에 기반하여 Sutherland[6]에 의해 제시된 방법은 미국 발사체의 환경 영향 평가[7]에 이용되고 있다. 본 논문에서는 Sutherland[6]와 Plotkin[5]에 의해 정리된 RNOISE모델을 이용하여 우주발사체의 소음 분석을 수행하였다.
소음이 대기 중에서 전파되는 도중에 공기 분자의 진동, 회전 운동을 야기함으로써 에너지를 잃게 되어 소음이 감쇄되는 현상이 발생한다. 본 논문에서는 대기 중의 소음감쇄 효과를 적용하기 위하여 Sutherland[9]에 의해 제시된 고도별 주파수별 소음감쇄 모델을 이용하였다. 이 모델은 고도별, 주파수별로 소음 감쇄량이 표로 제시되어 있어 분석에 적용하기 용이하게 되어 있다.
소음 분석은 전산 유체 역학(Computational Fluid Dynamics)을 이용한 수치적 방법[3, 4]이나 실험 결과를 기초로 한 음원 배치 방법[1, 5, 6]을 이용한다. 특히 실험 데이터를 이용한 방법은 그 과정의 단순함과 정확성 때문에 우주발사체의 음향 소음 분석에 널리 사용되고 있다[5-8].
앞에서 밝힌 바와 같이 본 논문에서는 Sutherland[6]와 Plotkin[5]에 의해 제시된 방법을 사용하여 발사체에 의한 음향 소음 분석을 수행하였다. 비행중인 발사체의 배기가스에 의한 소음 특성을 예측하고 소음의 전파 방향성과 거리 및 대기에 의해 감쇄되는 영향을 포함하여 분석되었다.

성능/효과

NASA-SP8072[1] 소음 방향성 모델을 이용한 결과는 소음의 피크 값 도달 시간이 실측값에 비해 약 10초 늦지만 그 전후의 음압 레벨의 변화 기울기는 실측 값과 매우 유사한 것으로 나타났다. 이에 따라 시간 축 방향으로 shift 된 것 같은 경향성을 보여 주고 있다.
두 모델을 독립적으로 사용하였을 경우에는 실측 데이터와 큰 차이를 보이는 것으로 분석되었다. 두 방향성 모델을 참고하여 NASA-SP8072 모델을 수정하여 적용할 경우 실험 결과와 매우 유사한 예측 값을 얻을 수 있었다. 추후 우주발사체 발사시의 소음 데이터 축적을 통하여 유효한 방향성 모델의 구축이 필요한 것으로 판단된다.
그림 7, 8은 Sutherland[6]가 제시한 소음 방향성 모델과 NASA-SP8072[1]의 소음 방향성 모델을 이용한 두 대상 지점의 소음 예측 결과와 실측 데이터를 비교한 그림이다. 두 지점 모두 Sutherland[6]의 소음 방향성 모델을 사용하는 경우에 피크가 나타나는 시간은 비슷하게 예측하지만 피크 값 전후의 음압 변화는 실측 데이터에 비해 완만하게 변하는 경향을 보이는 것으로 나타났다. 이에 따라 다운레인지 TLM 보관 공터의 경우에는 발사 약 80초 이후 시점에 소음 예측 값이 실측값에 비해 10dB 이상 높게 나타난 것을 볼 수 있다.
이에 따라 다운레인지 TLM 보관 공터의 경우에는 발사 약 80초 이후 시점에 소음 예측 값이 실측값에 비해 10dB 이상 높게 나타난 것을 볼 수 있다. 또한 소음의 피크값은 다운레인지 TLM 보관 공터는 약 3dB 낮게 예측하지만 MCC는 거의 정확하게 예측한 것으로 나타났다.
그림 9와 10은 이러한 수정에 의한 다운레인지 TLM 보관 공터와 발사통제동 옥상의 소음 예측 결과를 보여준다. 발사통제동 옥상의 경우는 약간의 오차가 존재하지만 그림 7과 8에 비해 두 지점 모두 실측값과 매우 유사한 결과를 보이는 것으로 나타났다. 특히 주위가 조용하여 정확한 측정이 가능한 다운레인지 TLM 보관 공터는 거의 일치하는 결과를 보였다.
발사통제동 옥상의 경우는 약간의 오차가 존재하지만 그림 7과 8에 비해 두 지점 모두 실측값과 매우 유사한 결과를 보이는 것으로 나타났다. 특히 주위가 조용하여 정확한 측정이 가능한 다운레인지 TLM 보관 공터는 거의 일치하는 결과를 보였다. 이륙 후 약 15초 동안의 예측 결과가 실험 결과에 비해 10 dB 이상 높은 것은 이륙 초기 배기가스가 화염유도로나 지면에 의해 받는 영향을 분석에 고려치 못했기 때문이다.

후속연구

위의 분석은 KSLV-I 2차 발사시의 한 번의 실측 데이터를 대상으로 한 결과이다. 따라서 수정된 방향성 모델의 유효성 확인을 위해서는 추후 실험 결과의 축적과 분석이 필요한 것으로 판단된다.
한편 NASA SP-8072[1]에는 로켓 배기가스의 전파 방향성이 주파수별로 제시되어 있다. 이 전파 방향성은 근거리가 아닌 원거리 실험 데이터에서 추출된 것이므로 본 논문에서 분석하고자 하는 발사장 주변의 환경 소음 분석에도 적용될 수 있을 것으로 판단된다. 그림 4에 NASA SP-8072[1]에서 제시하는 스트롤 수에 따른 방향성을 나타내었다.
두 방향성 모델을 참고하여 NASA-SP8072 모델을 수정하여 적용할 경우 실험 결과와 매우 유사한 예측 값을 얻을 수 있었다. 추후 우주발사체 발사시의 소음 데이터 축적을 통하여 유효한 방향성 모델의 구축이 필요한 것으로 판단된다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	소음 분석에 이용되는 방법으로 무엇이 있는가?	소음 분석은 전산 유체 역학(Computational Fluid Dynamics)을 이용한 수치적 방법[3, 4]이나 실험 결과를 기초로 한 음원 배치 방법[1, 5, 6]을 이용한다. 특히 실험 데이터를 이용한 방법은 그 과정의 단순함과 정확성 때문에 우주발사체의 음향 소음 분석에 널리 사용되고 있다[5-8].
	주파수별로 로켓 배기가스의 전파 방향성이 제시되어 있는 NASA SP-8072을 본 연구에서 사용하는 이유는 무엇인가?	한편 NASA SP-8072[1]에는 로켓 배기가스의 전파 방향성이 주파수별로 제시되어 있다. 이 전파 방향성은 근거리가 아닌 원거리 실험 데이터에서 추출된 것이므로 본 논문에서 분석하고자 하는 발사장 주변의 환경 소음 분석에도 적용될 수 있을 것으로 판단된다. 그림 4에 NASA SP-8072[1]에서 제시하는 스트롤 수에 따른 방향성을 나타내었다.
	로켓 배기가스의 음향 파워의 특징은 무엇인가?	이 과정에서 대량으로 빠른 속도로 배출되는 엔진 배기가스는 매우 큰 음향 소음을 발생시킨다. 일반적으로 로켓 배기가스의 음향 파워는 배기가스의 기계적인 파워의 0.2∼1.0% 수준임이 실험적으로 확인되었다[1]. 우주발사체의 성능에 따라 차이가 있지만 배기가스의 음향 파워는 일반적으로 190∼200 dB 의 값을 갖는다.

참고문헌 (10)

Eldred, K., "Acoustic Loads Generated by the propulsion System," NASA SP-8072, 1971.
McInerny, S. A., "Characteristics and Predictions of Far-Field Rocket Noise," Noise Control Engineering Journal, Jan-Feb, pp. 5-16, 1992.
Haynes, J., and Kenny, R. J., "Modifications to the NASA SP-8072 Distributed Source Method II for Ares I Lift-off Environment Predictions, 15 the AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, 2009, AIAA-2009-3160.
Tsutsumi, S., Takaki, R., Shima, E., Fujii, K., and Arita, M., "Generation and Propagation of Pressure Waves from H-IIA Launch Vehicle at Lift-off," AIAA-2008-390, 46th AIAA Aerospace Science Meeting and Exhibit, Jan 7-10, 2008.
Plotkin K. J. and Sutherland, L. C., "Prediction of Rocket Noise Footprints During Boost Phase," AIAA-1997-1660, 3rd AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, May 12-14, 1997.
Sutherland, L. C., "Progress and Problems in Rocket Noise Prediction for Ground Facilities," AIAA-93-4373, 15th AIAA Aeroacoustics Conference, Oct 25-27, 1993
FINAL Supplemental Environmental Impact Statement for the Evolved Expendable Launch Vehicle Program, Air Force Center for Environmental Excellence Brooks AFB TX, Mar. 2000
McInerny, S. A., "Rocket Noise - A Review," AIAA-90-3981-CP, AIAA 13th Aeroacoustics Conference, Oct 22-24, 1990
Sutherland, L. C. and Bass H. E., "Atmospheric absorption in the atmosphere up to 160 km," J. Acoust. Soc. AM. 115 (3) Mar. 2004, pp. 1012-1032

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Sutton, G. P., Rocket Propulsion Elements-An Introduction to the Engineering of Rockets, 6th Ed, Wiley Interscience, 1992

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