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문제 정의
- IR 저감 설계 기술 연구를 위하여 무인전투기의 후방방향/배기노즐 대표 형상을 설정하고 연구하였다. 대표 형상으로 Dassault Aviation에서 개발 중인 무인항공기 nEUROn의 노즐을 참고하여 연구를 진행하였다.
- 본 논문에서는 항공기 IR 저감 설계 연구를 위하여 엔진 노즐 형상에 따른 IR 신호의 영향성을 관찰하였다. 이를 위해 가상의 무인 항공기에 대한 엔진 성능분석을 수행하고, 설정된 임무를 만족하는 원형 축소노즐을 설계하였다.
- 본 연구에서는 항공기 IR 신호 저감설계 연구를 위하여 항공기 노즐 형상변화에 따른 IR 신호의 영향성을 분석하였다. 노즐 및 배기 플룸에서의 열유동장을 엔진 배기 노즐의 형상 변화에 따라서 해석하고, 이를 바탕으로 IR 신호의 변화를 관찰하여 항공기 엔진 배기 노즐의 형상변화가 IR신호에 미치는 영향을 분석하였다.
가설 설정
- 1%로 가정하였다. 또한 노즐 내부유동은 C11H22의 분자구조를 갖는 제트 연료의 연소로 인하여 생성된 기체로서, 몰분율 기준으로 N2 74%, H2O 13%, CO2 13%로 가정하였다. 이때 연료의 연소는 미세먼지가 존재하지 않으며, 완전 연소하였다는 가정을 하였다.
- 설계된 원형 축소노즐에 대해 대기 중의 화학종이 플룸 IR 신호에 미치는 영향을 고려하기 위해 외부공기는 몰분율 기준으로 N2 78%, O2 21%, CO2 1%로 가정하였다.
- 전산해석결과를 바탕으로 narrow-band 모델을 이용한 IR 신호 계산을 수행하였다. 여기서 관측자의 위치는 노즐 출구의 중심점에서 20m 거리에 있고, 항공기 노즐출구를 기준으로 정 후방에 있을 경우, 위아래 4도 방향의 위치에 있을 경우, 측방향 4도의 위치에 있을 경우로 가정하였다. Fig.
- 난류 모델은 유사 문제에 많이 사용되는 k-epsilon 모델을 사용하였다. 유동장은 열적평형상태로 가정하였으며, 화학종의 질량확산은 Fick의 법칙에 따른 Schmidt수를 사용하였다.
- 또한 노즐 내부유동은 C11H22의 분자구조를 갖는 제트 연료의 연소로 인하여 생성된 기체로서, 몰분율 기준으로 N2 74%, H2O 13%, CO2 13%로 가정하였다. 이때 연료의 연소는 미세먼지가 존재하지 않으며, 완전 연소하였다는 가정을 하였다.
제안 방법
- 본 연구에서는 항공기 IR 신호 저감설계 연구를 위하여 항공기 노즐 형상변화에 따른 IR 신호의 영향성을 분석하였다. 노즐 및 배기 플룸에서의 열유동장을 엔진 배기 노즐의 형상 변화에 따라서 해석하고, 이를 바탕으로 IR 신호의 변화를 관찰하여 항공기 엔진 배기 노즐의 형상변화가 IR신호에 미치는 영향을 분석하였다. 이를 위해 우선 가상의 임무요구조건을 설정하여 AEDsys[15]를 통한 엔진 성능 해석을 수행 하였고, 요구조건을 만족하는 원형노즐을 설계하였다.
- 노즐 입구의 입력 조건은 엔진 성능해석을 통해 도출된 결과를 사용하였다. 노즐 벽면의 경우 열전달에 대한 문제로 인해 주로 단열성의 재료를 사용하므로 노즐 벽면에 단열조건을 부여하고 해석을 수행하였다.
- 노즐 입구의 입력 조건은 엔진 성능해석을 통해 도출된 결과를 사용하였다. 노즐 벽면의 경우 열전달에 대한 문제로 인해 주로 단열성의 재료를 사용하므로 노즐 벽면에 단열조건을 부여하고 해석을 수행하였다.
- 노즐의 단면적이 바뀌면 그 특성이 바뀌기 때문에 최대한 같은 면적을 가지는 노즐을 이용하여 계산하기 위하여 앞서 엔진 성능분석을 통해 얻어진 원형 축소 노즐을 x축 방향으로 8등분을 하였다. 이때 나눠진 총 9개 세션의 면적을 구해 형상 변형 노즐에 동일하게 적용시켰다.
- 신뢰로 검증은 1st AIAA Propulsion Aerodynamics Workshop[18]에 직접 참여하여 제공받은 노즐의 형상 및 풍동실험 결과데이터를 바탕으로 전산해석을 수행하여 그 결과 값을 비교하였다. 다양한 축소각을 갖는 노즐에 대해서 노즐 입구 압력과 외부 대기 압력비에 따른 열유동장 특성을 CFD를 통해 계산하고 실제 풍동 실험결과와 비교하였다. 해석기법 검증을 위한 연구에서는 해석 조건에 따른 노즐 벽면 근처 마하수를 비교하였다.
- 노즐 유동의 경우 고온기체, 충격파 등 수치적 계산이 난해한 물리적 현상이 혼재하여 해석에 많은 시간이 요구된다. 따라서 효율적인 계산을 위해 대칭 형상의 격자를 생성하였다. 외부 유동장의 크기는 노즐입구 지름(d)을 기준으로 반경방향 30배, 축방향 50배로 설정하였다.
- 엔진의 곡률을 변화시키기 위해 nEUROn의 노즐과 가장 유사한 곡선을 보이는 hyperbolic tangent 함수를 적용하였다. 또한 가로세로비를 변형시켜 다양한 형태의 타원형 노즐을 설계하였다. 앞서 언급한 곡률 및 출구 가로세로비의 2가지 변수를 가지는 형상 변형노즐을 이용하여 전산해석을 수행하였다.
- 해석결과 원형노즐 대비 형상 변형 노즐에서 출구 및 벽면온도가 감소하였다. 또한 노즐 출구의 압력, 속도, 질량유량을 이용하여 추력을 계산하였다. 노즐 출구에서의 추력은 원형노즐 대비 형상 변형 노즐에서 약 10.
- 이를 위해 가상의 무인 항공기에 대한 엔진 성능분석을 수행하고, 설정된 임무를 만족하는 원형 축소노즐을 설계하였다. 무인항공기 노즐 형상에 따른 IR 신호의 영향성을 관찰하기 위하여 무인 전투기 nEUROn의 노즐 형상을 벤치마킹하여 출구 가로세로비 및 곡률을 변화시킨 형상 변형 노즐을 설계하였다.
- 항공기 목적에 따라 요구조건이 다양하며, 그중 민간 여객기는 비교적 간단한 임무 요구조건을 필요로 하지만, 군용항공기의 경우 그 임무가 매우 복잡하다. 본 연구에서는 엔진성능 분석을 AEDsys를 사용하여 수행하였고, 엔진 성능분석 과정은 Fig. 1에 나타내었다.
- 본격적인 유동장 해석에 앞서 전산해석 기법에 대한 신뢰도를 검증하였다. 신뢰로 검증은 1st AIAA Propulsion Aerodynamics Workshop[18]에 직접 참여하여 제공받은 노즐의 형상 및 풍동실험 결과데이터를 바탕으로 전산해석을 수행하여 그 결과 값을 비교하였다.
- 분광 복사 출력(spectral radiant exitance, Mλ)을 이용하여 특정 파장에서 IR 신호(radiance)를 파장간의 적분을 통해 구한다.
- 이를 위해 우선 가상의 임무요구조건을 설정하여 AEDsys[15]를 통한 엔진 성능 해석을 수행 하였고, 요구조건을 만족하는 원형노즐을 설계하였다. 설계된 원형노즐을 기본으로 무인항공기(nEUROn)를 참고하여 노즐 출구 가로세로비 및 곡률을 변화시켜 형상변형 노즐을 설계하였다.이를 바탕으로 상용코드인 CFD-FASTRAN[16]을이용하여 열유동장 해석을 수행하고 특성을 분석하였다.
- 설계된 형상 변형 노즐에 엔진 성능 분석에서 도출한 노즐 입구 조건을 적용하여 상용 코드 CFD-FASTRAN을 이용한 열유동장 해석을 수행하였다. 그 결과 원형노즐 대비 형상 변형 노즐의 출구 및 벽면에서 약 6%의 온도 저감 효과가 있었다.
- 앞서 도출한 전산 해석 결과를 바탕으로 IR 신호를 계산하였다. 계산결과 원형 노즐 대비 형상변형 노즐에서 더 낮은 IR 신호 값을 도출하였다.
- 또한 가로세로비를 변형시켜 다양한 형태의 타원형 노즐을 설계하였다. 앞서 언급한 곡률 및 출구 가로세로비의 2가지 변수를 가지는 형상 변형노즐을 이용하여 전산해석을 수행하였다.
- 이를 바탕으로 상용코드인 CFD-FASTRAN[16]을이용하여 열유동장 해석을 수행하고 특성을 분석하였다. 열유동장 해석결과를 바탕으로 노즐 벽면온도 및 배기플룸 성분들의 특성을 분석하여narrow-band모델 및 RadThermIR[17]을 이용하여 항공기 플룸 IR 신호 및 노즐표면의 고체 IR 신호 해석을 수행하였다.
- 우선 유사한 임무를 갖는 항공기를 참고하여 임무 및 성능 요구조건을 설정하고, 성능 요구조건을 토대로 항공기의 대략적인 크기와 추력을 정한 후 임무분석을 통해 항공기 엔진의 최종 추력을 계산하였다. 이 후 엔진 주요 요소에 대한 설계 값들을 결정하여 압력, 효율, 질량유량 등을 계산하였고, 이를 통해 Table 1에 나타낸 성능을 만족하는 배기노즐을 설계하였다.
- 우선 유사한 임무를 갖는 항공기를 참고하여 임무 및 성능 요구조건을 설정하고, 성능 요구조건을 토대로 항공기의 대략적인 크기와 추력을 정한 후 임무분석을 통해 항공기 엔진의 최종 추력을 계산하였다. 이 후 엔진 주요 요소에 대한 설계 값들을 결정하여 압력, 효율, 질량유량 등을 계산하였고, 이를 통해 Table 1에 나타낸 성능을 만족하는 배기노즐을 설계하였다. 설계된 배기노즐의 주요성능은 최고 속도 마하 0.
- 매질은 일반적으로 비균질이므로 거리 l의 기능은 계속된다. 이러한 방정식을 바탕으로 임의의 두지점 사이에 존재하는 정보를 이용하여 복사 열전달을 계산하였다.
- 설계된 원형노즐을 기본으로 무인항공기(nEUROn)를 참고하여 노즐 출구 가로세로비 및 곡률을 변화시켜 형상변형 노즐을 설계하였다.이를 바탕으로 상용코드인 CFD-FASTRAN[16]을이용하여 열유동장 해석을 수행하고 특성을 분석하였다. 열유동장 해석결과를 바탕으로 노즐 벽면온도 및 배기플룸 성분들의 특성을 분석하여narrow-band모델 및 RadThermIR[17]을 이용하여 항공기 플룸 IR 신호 및 노즐표면의 고체 IR 신호 해석을 수행하였다.
- 본 논문에서는 항공기 IR 저감 설계 연구를 위하여 엔진 노즐 형상에 따른 IR 신호의 영향성을 관찰하였다. 이를 위해 가상의 무인 항공기에 대한 엔진 성능분석을 수행하고, 설정된 임무를 만족하는 원형 축소노즐을 설계하였다. 무인항공기 노즐 형상에 따른 IR 신호의 영향성을 관찰하기 위하여 무인 전투기 nEUROn의 노즐 형상을 벤치마킹하여 출구 가로세로비 및 곡률을 변화시킨 형상 변형 노즐을 설계하였다.
- 노즐 및 배기 플룸에서의 열유동장을 엔진 배기 노즐의 형상 변화에 따라서 해석하고, 이를 바탕으로 IR 신호의 변화를 관찰하여 항공기 엔진 배기 노즐의 형상변화가 IR신호에 미치는 영향을 분석하였다. 이를 위해 우선 가상의 임무요구조건을 설정하여 AEDsys[15]를 통한 엔진 성능 해석을 수행 하였고, 요구조건을 만족하는 원형노즐을 설계하였다. 설계된 원형노즐을 기본으로 무인항공기(nEUROn)를 참고하여 노즐 출구 가로세로비 및 곡률을 변화시켜 형상변형 노즐을 설계하였다.
- 이는 형상변형 노즐 표면 및 플룸에서의 온도가 더 낮기 때문으로 판단된다. 이를 통해 무인항공기 노즐 형상변화에 따른 IR 신호 변화에 대한 정성적인 정보를 도출하였다.
- 입구는 기존의 원형 노즐과 동일하게 원형으로 설정하고 노즐 출구 부분은 원형 노즐의 출구 면적을 가지는 타원 형상을 각 케이스에 맞는 가로세로비를 적용하여 설계하였다. 입구 및 출구 단면을 제외한 중간 영역의 단면은 hyperbolictangent 함수인 y=a × tanh(bx)에서 a는 (Hinlet-Houtlet)/2, b=4/L 로 부여하고 그래프를 도출하였다.
- 전산해석 결과를 바탕으로 RadThermIR을 이용하여 노즐 표면의 고체 IR 신호를 계산하였고, Figs. 13-14에 그 결과를 나타내었다.
- 플룸 IR 신호 및 노즐표면 고체 IR 신호 계산에 앞서 열유동장 해석을 수행하였다. 항공기가 최고 추력상태인 이륙 시와 고도 36,000 ft에서 최고속력(Mach 0.
- 플룸 IR 신호 해석 수행 시 각각의 지점에 온도, 압력, 혼합물의 물질에 따른 분압을 도출하여 spectral intensity의 계산을 수행하였다.
- 10은 해석을 수행한 관측자의 위치와 정보를 도출한 직선을 나타내고 있다. 플룸 IR 신호를 계산하고자 하는 지점에 해당하는 직선을 1,000 등분하여 각 점에 대한 온도, 압력, 혼합물의 물질에 대한 분압을 도출하여 계산하였다.
- 플룸 IR 신호 및 노즐표면 고체 IR 신호 계산에 앞서 열유동장 해석을 수행하였다. 항공기가 최고 추력상태인 이륙 시와 고도 36,000 ft에서 최고속력(Mach 0.8)일 경우의 노즐 출구의 가로세로비(AR 2, AR 6, AR 8)와 노즐 곡률(4단계)에 따라 총 20가지의 형상유형을 설정하여 열유동장을 분석하였다.
- 다양한 축소각을 갖는 노즐에 대해서 노즐 입구 압력과 외부 대기 압력비에 따른 열유동장 특성을 CFD를 통해 계산하고 실제 풍동 실험결과와 비교하였다. 해석기법 검증을 위한 연구에서는 해석 조건에 따른 노즐 벽면 근처 마하수를 비교하였다.
대상 데이터
- Workshop으로부터 제공받은 여러 해석 모델 중 축소각이 15°와 40°인 축소 노즐을 대상 모델로 선정하여 전산해석을 수행하였고, 그 결과를 Figs.
- IR 저감 설계 기술 연구를 위하여 무인전투기의 후방방향/배기노즐 대표 형상을 설정하고 연구하였다. 대표 형상으로 Dassault Aviation에서 개발 중인 무인항공기 nEUROn의 노즐을 참고하여 연구를 진행하였다. 엔진의 곡률을 변화시키기 위해 nEUROn의 노즐과 가장 유사한 곡선을 보이는 hyperbolic tangent 함수를 적용하였다.
- 엔진 성능해석을 위한 참고 비행체로 비슷한 스케일을 가진 X-45c를 참고하였다. 항공기의 임무는 Fig.
데이터처리
- 신뢰로 검증은 1st AIAA Propulsion Aerodynamics Workshop[18]에 직접 참여하여 제공받은 노즐의 형상 및 풍동실험 결과데이터를 바탕으로 전산해석을 수행하여 그 결과 값을 비교하였다.
이론/모형
- IR 신호 해석을 위하여 미국에서 개발된 상용 IR 신호 해석코드인 RadThermIR을 사용하였다. RadThermIR은 유한차분법으로 비정상 상태의 삼차원 열전도를 고려하여 표면온도를 계산하며, 이를 이용하여 적외선 신호를 예측할 수 있는 코드이다.
- 주요 수치기법으로 밀도기반(density-based),셀기반 유한체적법(cell-based finite volume method), 내제(implicit) 시간전진법을 사용하였다. 공간 이산화로 2차 풍상차분법(2nd order upwind scheme)을 사용하였고, Riemann 근사해법에 기초한 Roe 기법을 사용하였다. 난류 모델은 유사 문제에 많이 사용되는 k-epsilon 모델을 사용하였다.
- 공간 이산화로 2차 풍상차분법(2nd order upwind scheme)을 사용하였고, Riemann 근사해법에 기초한 Roe 기법을 사용하였다. 난류 모델은 유사 문제에 많이 사용되는 k-epsilon 모델을 사용하였다. 유동장은 열적평형상태로 가정하였으며, 화학종의 질량확산은 Fick의 법칙에 따른 Schmidt수를 사용하였다.
- 노즐 내부 및 플룸 열유동장 해석을 위해 상용 CFD 해석 코드인 CFD-FASTRAN을 사용하였다. 이 상용 코드를 사용한 이유는 충격파나 제트 경계면이 존재하는 고아음속, 천음속 및 초음속 유동해석에서 여타 코드에 비해 상대적으로 정확도 및 수렴도가 높은 것으로 나타났기 때문이다.
- 밴드의 영역에 따라 narrow-band 모델과 wide-band 모델로 나눌 수 있는데, narrow-band모델은 하나의 파장영역의 파동수가 5~50 cm-1,wide-band 모델은 100~1,000 cm-1으로 나눈 후, 이들 각각의 파장영역에서 평균적인 물성치를 계산하는 방식이다. 본 연구에서는 Grosshandler 논문[19]의 연구내용을 바탕으로 narrow-band 모델을 이용하여 spectral intensity 계산을 수행하였다.
- 대표 형상으로 Dassault Aviation에서 개발 중인 무인항공기 nEUROn의 노즐을 참고하여 연구를 진행하였다. 엔진의 곡률을 변화시키기 위해 nEUROn의 노즐과 가장 유사한 곡선을 보이는 hyperbolic tangent 함수를 적용하였다. 또한 가로세로비를 변형시켜 다양한 형태의 타원형 노즐을 설계하였다.
- 전산해석결과를 바탕으로 narrow-band 모델을 이용한 IR 신호 계산을 수행하였다. 여기서 관측자의 위치는 노즐 출구의 중심점에서 20m 거리에 있고, 항공기 노즐출구를 기준으로 정 후방에 있을 경우, 위아래 4도 방향의 위치에 있을 경우, 측방향 4도의 위치에 있을 경우로 가정하였다.
- 주요 수치기법으로 밀도기반(density-based),셀기반 유한체적법(cell-based finite volume method), 내제(implicit) 시간전진법을 사용하였다. 공간 이산화로 2차 풍상차분법(2nd order upwind scheme)을 사용하였고, Riemann 근사해법에 기초한 Roe 기법을 사용하였다.
성능/효과
- 노즐입구 압력과 외부 대기의 압력비는 2와 7, 외부 속도는 0인 조건을 부여하였고, 해면고도에서의 대기조건을 사용하였다. 검증에 사용된 정보는 노즐 벽면 근처 마하수 분포이며, 풍동 실험결과 값과 비교한 결과 전산해석결과와 실험결과 값이 거의 동일한 값을 갖는 것을 알 수 있었다. 또한 노즐 입구압력과 대기압의 차이가 클수록 전산해석 결과의 정확성이 높아진다는 것을 관찰할 수 있었다.
- 13-14에 그 결과를 나타내었다. 고체 IR 신호 계산 결과 원형 노즐 대비 형상 변형 노즐에서 낮은 수준의 값이 도출 되었다. 동일한 위치에서 관찰자가 있다고 가정하였을 경우 노즐 출구의 가로세로비가 커질수록 평균 radiance intensity의 값이 감소하였고, 동일한 가로세로비를 가질 경우에는 곡률이 커질수록 평균 radiance intensity의 값이 감소하였다.
- 설계된 형상 변형 노즐에 엔진 성능 분석에서 도출한 노즐 입구 조건을 적용하여 상용 코드 CFD-FASTRAN을 이용한 열유동장 해석을 수행하였다. 그 결과 원형노즐 대비 형상 변형 노즐의 출구 및 벽면에서 약 6%의 온도 저감 효과가 있었다. 또한 배기 플룸의 영역에서도 더 낮은 온도가 분포함을 확인하였다.
- 또한 노즐 출구의 압력, 속도, 질량유량을 이용하여 추력을 계산하였다. 노즐 출구에서의 추력은 원형노즐 대비 형상 변형 노즐에서 약 10.7%의 감소를 보였으며, 추력의 감소는 가로세로비가 크거나 곡률이 클수록 더 크게 나타났다. 이는 노즐의 출구 가로세로비 및 곡률이 커짐에 따라 항공기 노즐 출구에서의 압력이 감소함으로써 전체적인 추력 또한 감소하는 것으로 판단된다.
- 고체 IR 신호 계산 결과 원형 노즐 대비 형상 변형 노즐에서 낮은 수준의 값이 도출 되었다. 동일한 위치에서 관찰자가 있다고 가정하였을 경우 노즐 출구의 가로세로비가 커질수록 평균 radiance intensity의 값이 감소하였고, 동일한 가로세로비를 가질 경우에는 곡률이 커질수록 평균 radiance intensity의 값이 감소하였다. 이는 노즐 출구의 가로세로비와 곡률이 커질수록 노즐 벽면평균 온도가 감소하기 때문이다.
- 플룸 IR 신호 계산 결과 원형 노즐 대비 형상 변형 노즐에서 값이 낮게 나타났다. 동일한 위치에서 관찰자가 있다고 가정하였을 경우 출구 가로세로비가 커질수록 최대 spectral intensity의 값이 감소하였고, 동일한 가로세로비를 가질 경우에는 곡률이 커질수록 spectral intensity의 값이 감소하였다. Fig.
- 또한 관측자의 위치에 따라 spectral intensity의 값이 변화하는 것을 확인하였다. 곡률이 없는 노즐과 곡률이 있는 노즐의 플룸을 각각 4도와 (-)4도 위치에서 관측했을 때 가장 높은 spectral intensity의 값을 보였는데, 플룸에서 가장 높은 온도가 분포하는 플룸 코어 부분이 가장 많이 포착되는 위치이고 외부 대기에 의한 영향이 가장 적기 때문이다.
- 검증에 사용된 정보는 노즐 벽면 근처 마하수 분포이며, 풍동 실험결과 값과 비교한 결과 전산해석결과와 실험결과 값이 거의 동일한 값을 갖는 것을 알 수 있었다. 또한 노즐 입구압력과 대기압의 차이가 클수록 전산해석 결과의 정확성이 높아진다는 것을 관찰할 수 있었다.
- 그 결과 원형노즐 대비 형상 변형 노즐의 출구 및 벽면에서 약 6%의 온도 저감 효과가 있었다. 또한 배기 플룸의 영역에서도 더 낮은 온도가 분포함을 확인하였다. 이는 출구 가로세로비 및 노즐 곡률이 증가하면 고온의 배기 플룸의 두께가 얇아지고 폭이 넓어지며 차가운 대기와의 혼합이 더 활발하게 되기 때문에 생기는 현상이라고 판단할 수 있다.
- 이는 출구 가로세로비 및 노즐 곡률이 증가하면 고온의 배기 플룸의 두께가 얇아지고 폭이 넓어지며 차가운 대기와의 혼합이 더 활발하게 되기 때문에 생기는 현상이라고 판단할 수 있다. 또한 출구 가로세로비의 증가로 인해 출구에서 방출되는 와유동이 점점 증가하여 주된 제트 유동에 더 큰 영향을 미치게 되어 원형 노즐 보다 형상 변형 노즐에서 더 낮은 온도 분포를 나타내는 것으로 판단된다. 하지만 원형노즐 대비 형상 변형 노즐에서 최대 10.
- 또한 출구 가로세로비의 증가로 인해 출구에서 방출되는 와유동이 점점 증가하여 주된 제트 유동에 더 큰 영향을 미치게 되어 원형 노즐 보다 형상 변형 노즐에서 더 낮은 온도 분포를 나타내는 것으로 판단된다. 하지만 원형노즐 대비 형상 변형 노즐에서 최대 10.7%의 추력이 감소하는 것을 확인하였다. 이와 같은 결과로 인해 IR 신호 저감을 위한 노즐 설계 시 온도뿐만 아니라 추력 등 다른 성능 측면도 고려해야 된다는 것을 알 수 있다.
- 해석결과 원형노즐 대비 형상 변형 노즐에서 출구 및 벽면온도가 감소하였다. 또한 노즐 출구의 압력, 속도, 질량유량을 이용하여 추력을 계산하였다.
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