탄화수소스크램제트 엔진 시험을 위하여 한국항공우주연구원 스크램제트 엔진 시험설비의 마하 5 노즐과 디퓨저가 제작되었다. 설비 시동을 개선을 위해 디퓨저 가이드를 장착하였으나 폐색율 60% 엔진 모델을 장착한 상태에서 설비의 과대 팽창으로 인한 엔진 불시동을 확인, 이를 개선하기 위하여 모델 위치를 전방으로 이동하여 설비와 엔진의 시동을 확인하였다. 코어 유동을 측정을 위하여 피토레이크(폐색율 2.3%) 성능시험을 수행하였으며, 설비 노즐의 과소팽창으로 인하여 코어 유동이 디퓨저 쪽으로 갈수록 커지고 있음을 확인하였다. 이는 폐색율이 시험부 유동 양상을 결정짓고 있음을 뜻한다. 폐색율 33% 모델을 장착한 상태에서 설비와 엔진은 원활히 작동하였다. 일련의 시험을 통하여 마하 5 노즐을 장착한 스크램제트 엔진 시험설비는 모델의 폐색율과 관계없이 수직 충격파 효율 약 58%로 시동함을 확인하였다.
탄화수소 스크램제트 엔진 시험을 위하여 한국항공우주연구원 스크램제트 엔진 시험설비의 마하 5 노즐과 디퓨저가 제작되었다. 설비 시동을 개선을 위해 디퓨저 가이드를 장착하였으나 폐색율 60% 엔진 모델을 장착한 상태에서 설비의 과대 팽창으로 인한 엔진 불시동을 확인, 이를 개선하기 위하여 모델 위치를 전방으로 이동하여 설비와 엔진의 시동을 확인하였다. 코어 유동을 측정을 위하여 피토레이크(폐색율 2.3%) 성능시험을 수행하였으며, 설비 노즐의 과소팽창으로 인하여 코어 유동이 디퓨저 쪽으로 갈수록 커지고 있음을 확인하였다. 이는 폐색율이 시험부 유동 양상을 결정짓고 있음을 뜻한다. 폐색율 33% 모델을 장착한 상태에서 설비와 엔진은 원활히 작동하였다. 일련의 시험을 통하여 마하 5 노즐을 장착한 스크램제트 엔진 시험설비는 모델의 폐색율과 관계없이 수직 충격파 효율 약 58%로 시동함을 확인하였다.
A Mach 5 nozzle and a diffuser of the Scramjet Engine Test Facility (SETF) were made for a hydrocarbon-fueled scramjet engine. SETF, attached with a diffuser guide, started with a model of 60% blockage, though the model engine could not start by over expansion of the facility nozzle. The model was m...
A Mach 5 nozzle and a diffuser of the Scramjet Engine Test Facility (SETF) were made for a hydrocarbon-fueled scramjet engine. SETF, attached with a diffuser guide, started with a model of 60% blockage, though the model engine could not start by over expansion of the facility nozzle. The model was moved into the nozzle to escape the shock generated from the nozzle exit, both SETF and the engine could start. The pitot rake experiments (blockage of 2.3%) were done for measuring the core flow in the test section. From the pitot experiments, the core flow was expanded by an under expansion. It means that the core flow in the test section was related with a model blockage. SETF and the engine with a blockage of 33% work normally. From a series of experiments, SETF started with a normal shock efficiency of 58%, regardless of a blockage ratio.
A Mach 5 nozzle and a diffuser of the Scramjet Engine Test Facility (SETF) were made for a hydrocarbon-fueled scramjet engine. SETF, attached with a diffuser guide, started with a model of 60% blockage, though the model engine could not start by over expansion of the facility nozzle. The model was moved into the nozzle to escape the shock generated from the nozzle exit, both SETF and the engine could start. The pitot rake experiments (blockage of 2.3%) were done for measuring the core flow in the test section. From the pitot experiments, the core flow was expanded by an under expansion. It means that the core flow in the test section was related with a model blockage. SETF and the engine with a blockage of 33% work normally. From a series of experiments, SETF started with a normal shock efficiency of 58%, regardless of a blockage ratio.
* AI 자동 식별 결과로 적합하지 않은 문장이 있을 수 있으니, 이용에 유의하시기 바랍니다.
문제 정의
2011년에는 마하 5급 탄화수소 스크램제트 엔진을 위하여 마하 5 노즐 및 디퓨저가 새롭게 장착되었다[7]. 본 논문에는 마하 5 노즐을 장착한 SETF의 시동 성능 과 시험부에 장착된 엔진의 시동을 위하여 수행된 조치에 대하여 정리하였다.
제안 방법
균일한 마하수가 흡입구에 조성되게 하기 위해서는 첫 번째로 엔진 단면적을 줄이는 방법, 두번째로 엔진 흡입구가 코어 유동에 위치할 수 있도록 위치를 조정하는 방법이 있다. 두 번째 방법의 경우 엔진 흡입구의 시작점이 노즐 내부에 위치하여 모델의 일부분이 노즐에 위치하게 되나 흡입구는 마하 5 유동의 코어에 존재할 것으로 판단하였다. 이러한 판단의 근거는 마하 5 노즐 설계 과정에서 수행한 2차원 전산해석 결과가 바탕이 되었다.
SETF의 탄화수소 스크램제트 엔진 성능시험에서는 1000℃의 공기가 설비 노즐로 공급된다. 따라서 단위 면적당 최대 열량이 부가되는 설비 노즐 목의 형상 변경을 방지하기 위하여 노즐 목 부분을 인코넬 601 재질로 제작하고, 물로 냉각할 수 있도록 유로를 배치하였다.
그러나 설비는 시동한 반면, 디퓨저 가이드 장착 및 시험모델 사이즈 과대 등의 복합적인 요인으로 노즐 출구에서 경사 충격파가 발생하고 엔진 흡입구의 두 번째 램프에서 흡입구의 경사충격파들과 중첨되고 있음을 시험 데이터로 확인하였다. 따라서 설비 노즐에서 발생하는 경사충격파의 영향을 배재하기 위하여 엔진을 노즐 안쪽으로 삽입, 400 mm 내부로 이동하였을 때 흡입구 시동을 확인하였다.
따라서 흡입구가 위치하는 곳의 유동 분포를 알면 모델의 폐색율을 최대로 할 수 있다. 따라서 유동 분포를 측정하기 위하여 피토레이크 성능시험을 수행하였다. 시험에 사용된 피토레이크는 마하 7 유동 측정용으로 제작된 레이크를 개조하여 사용한 것으로 Fig.
피토레이크 시험을 통하여 얻은 노즐 출구면에서의 경계층 분포 및 시험부에 장착되는 모델의 폐색율로 인한 과대 팽창으로 인한 출구면에서의 경사충격파의 영향 등을 고려하여 엔진 시작점은 노즐 내부에 위치하도록 하였다. 또한 노즐 내부에서의 경계층이 흡입구에 미치는 영향을 방지하기 위하여 엔진 시작점을 노즐 벽면에서 61 mm 떨어진 지점에 위치하도록 하였다.
2011년 탄화수소 스크램제트 엔진 시험 데이터에서 얻은 결과를 바탕으로 개선된 형상을 적용한 스크램제트 엔진 시험이 2012년 시작되었다. 본 시험의 경우 최종적으로 스크램제트 엔진 노즐을 장착하고 추력 발생 정도를 측정하는 것을 최종 목표로 하며, 새로 제작된 스크램제트 엔진의 폐색율은 자유제트 형식 시험부의 시동 한계 폐색율로 알려진 30%[9]와 유사하게 33%로 제작하였다. 시험 엔진의 총 길이는 1.
이러한 효율 저하를 방지하기 위하여 노즐과 디퓨저 사이에 노즐을 통과한 유동이 자유제트장을 통하여 시험 람버스(Test Rhombus) 바깥으로 유출되지 않도록 디퓨저와의 사이에 가이드를 설치하였다.
이후 피토레이크 시험을 통하여 노즐 출구에서부터 디퓨저 방향으로 150 mm 떨어진 지점까지의 마하수 분포를 측정하였다. 피토레이크로 측정된 코어 유동의 마하수는 약 5.
SETF는 불어내기(Blowdown) 타입으로 고압공기 공급원으로부터 공급된 고압 공기를 축열식 가열시스템으로 가열시킨 후 시험부에 장착된 노즐을 통과. 팽창하여 엔진 시험 조건을 모사하며, 공기 이젝터를 구동하여 고고도 조건과 설비 시동 조건을 구현한다. SETF의 시험부(Fig.
폐색율 60% 엔진 모델을 장착한 상태에서 설비를 시동하기 위하여 노즐과 디퓨저 사이에 디퓨저 가이드를 설치하였다. 그러나 설비는 시동한 반면, 디퓨저 가이드 장착 및 시험모델 사이즈 과대 등의 복합적인 요인으로 노즐 출구에서 경사 충격파가 발생하고 엔진 흡입구의 두 번째 램프에서 흡입구의 경사충격파들과 중첨되고 있음을 시험 데이터로 확인하였다.
피토레이크 시험을 통하여 얻은 노즐 출구면에서의 경계층 분포 및 시험부에 장착되는 모델의 폐색율로 인한 과대 팽창으로 인한 출구면에서의 경사충격파의 영향 등을 고려하여 엔진 시작점은 노즐 내부에 위치하도록 하였다. 또한 노즐 내부에서의 경계층이 흡입구에 미치는 영향을 방지하기 위하여 엔진 시작점을 노즐 벽면에서 61 mm 떨어진 지점에 위치하도록 하였다.
대상 데이터
SETF는 마하 7급 스크램제트 엔진 흡입구 성능시험을 위하여 저 마하수, 대유량 시험에 적합하게 설계된 이젝터 배기시스템을 일부 설계 변경, 높은 마하수 시험에 적합하도록 개조한 바 있다. 2011년 탄화수소 스크램제트 엔진 성능시험을 위하여 마하 5 노즐이 설계 제작되었다. 노즐 출구 사이즈는 180 mm×335 mm로 직사각단면을 가지는 스크램제트 엔진 시험에 용이하도록 제작되었다.
폐색율 60% 엔진 모델을 장착한 상태에서 설비를 시동하기 위하여 노즐과 디퓨저 사이에 디퓨저 가이드를 설치하였다. 그러나 설비는 시동한 반면, 디퓨저 가이드 장착 및 시험모델 사이즈 과대 등의 복합적인 요인으로 노즐 출구에서 경사 충격파가 발생하고 엔진 흡입구의 두 번째 램프에서 흡입구의 경사충격파들과 중첨되고 있음을 시험 데이터로 확인하였다. 따라서 설비 노즐에서 발생하는 경사충격파의 영향을 배재하기 위하여 엔진을 노즐 안쪽으로 삽입, 400 mm 내부로 이동하였을 때 흡입구 시동을 확인하였다.
마하 5급 탄화수소 스크램제트 엔진 시험을 위하여 SETF의 마하 5 노즐과 디퓨저가 제작되었다.
시험 엔진의 총 길이는 1.4 m(15 ° 경사 노즐 장착시), 연소기 높이는 18 mm이다.
따라서 유동 분포를 측정하기 위하여 피토레이크 성능시험을 수행하였다. 시험에 사용된 피토레이크는 마하 7 유동 측정용으로 제작된 레이크를 개조하여 사용한 것으로 Fig. 10에 피토레이크가 시험부에 장착된 형상 및 측정 위치를 나타내었다. 레이크는 노즐 중앙에 위치하며, 노즐 출구에서부터 150 mm 떨어진 지점까지 50 mm 간격으로 이동할 수 있도록 하였다.
성능/효과
0 kPa로 이론 예측치와 거의 동일하다. ib9와 ib12도 시험시간 중 균일한 압력 분포를 보여 설비 노즐에서 발생하는 경사충격파의 영향을 흡입구가 받지 않음을 확인할 수 있었다. 디퓨저 가이드 부에서는 약 16.
11은 노즐 출구에서 측정된 피토 압력과 노즐 출구 정압력으로 마하수 분포를 계산한 값이다. 그래프를 통해 위쪽(Top)과 아래쪽(Bottom)의 마하수 분포는 거의 대칭이며, 측정된 경계층이 약 37 mm 임을 확인하였다. 코어 부분의 마하수는 약 5.
45 kPa로 측정되었다. 노즐 출구 정압력과 디퓨저 가이드의 정압력은 8.73 kPa과 18.22 kPa로 기존에 비하여 높게 측정되었다. 그러나 이는 엔진이 노즐 내부로 이동함에 따라 흡입구 발생한 경사충격파가 노즐 벽에 부딪히면서 후방의 노즐 출구와 디퓨저 가이드에 영향을 미친 것이다.
따라서 디퓨저 가이드를 설치할 경우 SETF의 마하 5 노즐 시동은 확인한 반면, 모델 엔진이 유동의 코어에 위치하지 않아 흡입구에 균일한 마하수가 조성되지 않았다. 균일한 마하수가 흡입구에 조성되게 하기 위해서는 첫 번째로 엔진 단면적을 줄이는 방법, 두번째로 엔진 흡입구가 코어 유동에 위치할 수 있도록 위치를 조정하는 방법이 있다.
05, 경계층 두께(코어 마하수 99% 도달 기준)는 64 mm이다. 따라서 엔진 시작점을 노즐 안쪽으로 400 mm이동하더라도 마하 5 성능시험을 문제없이 진행할 수 있을 것으로 판단하였다.
5, 노즐 출구면에서의 경계층 두께는 약 40 mm로 측정되었다. 또한, 폐색율 60% 모델과는 달리 설비 노즐이 과소 팽창하여 코어 유동이 후방으로 갈수록 커지고 있음을 확인하였다. 이는 피토레이크의 폐색율이 3% 이하로 매우 작아 전과 같은 유로 축소로 인한 효과가 없었기 때문으로 시험부에서의 코어 유동이 모델 폐색율과 밀접한 관계가 있음을 확인하였다.
마하 5 노즐과 디퓨저를 장착한 SETF의 시동 특성을 일련의 시험을 통하여 확인한 결과, 시험 모델의 폐색율과 관계없이 시동 압력비 53∼60, 수직 충격파 효율 약 58%로 시동하고 있음을 알 수 있었다.
이는 노즐과 디퓨저 사이에 장착된 가이드로 인하여 이전보다 더 강한 충격파가 두 번째 램프에서 중첩되어 압력이 상승한 것을 뜻한다. 본 시험에서 디퓨저 가이드의 정압력을 측정한 결과, 약 9 kPa로 노즐 출구 정압력에 비하여 높다. 따라서 노즐 출구에서 과대 팽창(over expansion)으로 인한 경사충격파가 발생하고 있을 것으로 판단된다.
폐색율 33% 모델은 설비 노즐에서 발생하는 경사충격파의 영향을 배재하기 위하여 모델 시작점을 노즐 내부에 두었으며, 예상했던 대로 설비와 모델 흡입구가 모두 시동함을 확인하였다.
이후 피토레이크 시험을 통하여 노즐 출구에서부터 디퓨저 방향으로 150 mm 떨어진 지점까지의 마하수 분포를 측정하였다. 피토레이크로 측정된 코어 유동의 마하수는 약 5.5, 노즐 출구면에서의 경계층 두께는 약 40 mm로 측정되었다. 또한, 폐색율 60% 모델과는 달리 설비 노즐이 과소 팽창하여 코어 유동이 후방으로 갈수록 커지고 있음을 확인하였다.
후속연구
이는 피토레이크의 폐색율이 3% 이하로 매우 작아 전과 같은 유로 축소로 인한 효과가 없었기 때문으로 시험부에서의 코어 유동이 모델 폐색율과 밀접한 관계가 있음을 확인하였다. 따라서 엔진 모델 장착시의 마하수 분포를 확인하기 위해서는 모델의 폐색율과 동일한 피토레이크를 설계/제작하는 것이 필요할 것이다.
이로 인하여 노즐 출구에서는 과소 팽창으로 인한 팽창파가 발생하여 코어 유동이 후방으로 갈수록 커지게 된다. 피토레이크 시험에서 측정된 이러한 과소 팽창 양상이 어느 정도의 폐색율까지 유효한지를 보기 위해서는 다양한 폐색율의 피토레이크를 장착하고 시험하는 것이 필요할 것으로 판단된다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
공기 흡입식 고속추진기관의 개발을 위한 실제 엔진의 구동 조건과 같은 시험 설비는 어떤 조건을 갖춰야하는가?
이러한 공기 흡입식 고속추진기관을 개발하고 최종적으로 구현하기 위해서는 실제 엔진이 구동하는 조건에서 이를 시험하는 것이 필수적이다. 고속, 고고도 조건에서 구동하는 공기흡입식 고속추진기관을 시험하기 위한 시험설비는 엔진이 구동하는 고속, 고도 조건을 모사하기 위하여 고압 공기를 시험부 노즐 전방에서 안정적으로 공급할 수 있어야 하며, 엔진 연소기 내부로 공급되는 유동의 엔탈피 조건을 구현하기 위한 고온 환경을 모사할 수 있어야 한다. 예를 들어 마하 5, 고도 20 km 환경(압력 5.
SETF의 설비특성을 시험을 통해 파악해야하는 이유는 무엇인가?
SETF의 시험부(Fig. 1)는 자유제트(Free-jet) 형식으로 시험엔진 시작점을 노즐 출구면에 일치시킬 경우 비행체에서 발생되는 경계층과 엔진의 상호 작용을 파악할 수 있는 반면, 설비 시동 특성을 예측하기 힘들어 시험을 통한 설비 특성 파악이 필수적이다.
SETF란 어떤 시험설비인가?
SETF는 불어내기(Blowdown) 타입으로 고압공기 공급원으로부터 공급된 고압 공기를 축열식 가열시스템으로 가열시킨 후 시험부에 장착된 노즐을 통과. 팽창하여 엔진 시험 조건을 모사하며, 공기 이젝터를 구동하여 고고도 조건과 설비 시동 조건을 구현한다. SETF의 시험부(Fig.
참고문헌 (13)
Lee, Y.J., Kang, S.H., Oh, J.H., Yang, and S.S., "Development of the Scramjet engine Test Facility(SeTF) in Korea Aerospace Research Institute," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 14, No. 3, pp. 69-78, 2010.
Lee, Y.J., Cha, B.J., Yang, S.S., and Kim, H.J., "Preliminary Design of Supersonic Ground Test Facility," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 7, No. 4, pp. 53-62, 2003.
Lee, Y.J., Cha, B.J., and Yang, S.S., "A Study On the Ejector Design Technique And Flow Characteristics," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 10, No. 1, pp. 54-63, 2006.
Kang, S.H., Lee, Y.J., and Yang, S.S., "Hypersonic Engine Test Facility Operation Test : Ejector System Performance Analysis," 2010 KSPE Spring Conference Proceeding, pp. 268-271, 2010.
Kang, S.H., Lee, Y.J., and Yang, S.S., "Experimental Study of a Scramjet Engine Intake in a Storage Heater Type Hypersonic Wind Tunnel," 2010 KSPE Fall Conference Proceeding, pp. 463-466, 2010.
Lee, Y.J., Kang, S.H., and Yang, S.S., "Starting Characteristics Study of Scramjet Engine Test Facility(SETF)," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 15, No. 2 pp. 15-22, 2011.
Yang, I.Y., Lee, Y.J., Lee, K.J., and Kim, Y.M., "Intake Start Characteristics of a Mach 5 Scramjet Engine," 2012 KSPE Spring Conference Proceeding, pp. 1-4, 2012.
Grunnet, J. L., and Laster, M. L., 1967, "Pressure Recovery in Hypersonic Engine Test Facilities," J. Spacecraft, Vol. 4, No. 5, pp. 643-649, 1967.
Mitani, T., Hiraiwa, T., Kanda, T., Shimura, T., Tomioka, S., Kobayashi, K., Izumikawa, M., Sakuranaka, N., Watanabe, S., Tarukawa, Y., Kouchi, T., Kitamura, E., and Yatsunami, T., "Subscale Wind Tunnels and Supplemental Studies of Scramjet Engine Tests," Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-1458(in Japanese), 2003.
Lukasiewicz, J., "Supersonic Diffusers," Aeronautical Research Council Report and Memoranda, No. 2501, London, 1946.
Lukasiewicz, J., "Diffusers for Supersonic Wind Tunnels," J. Aeronautical Sciences, pp. 617-626, 1953.
Andrews, Jr., E. H., "Design and subscale tests of a diffuser system for a Mach 4 scramjet facility," AIAA pp. 78-771, 1978.
Molly, J.K., Mackley, E.A. and Keys, J.W., "Effect of Diffuser, Shrouds, and Mass Injection the Starting and Operating Characteristics of a Mach 5 Free Jet Tunnel," NASA TN D-6377, 1971.
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.