[논문]한국형발사체 시스템 설계 형상에 대한 공력 특성 및 하중 해석

이준호; 옥호남; 김영훈; 김인선

한국형발사체 시스템 설계 형상에 대한 공력 특성 및 하중 해석
A Numerical Analysis of Aerodynamic Characteristics and Loads for KSLV-II Configuration at the System Design Phase 원문보기

항공우주기술 = Aerospace engineering and technology, v.12 no.1, 2013년, pp.73 - 80

이준호 (발사체열) , 옥호남 (발사체열) , 김영훈 (발사체열) , 김인선 (발사체열)

초록
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한국형발사체 시스템설계 형상에 대해 전산유동해석(CFD) 기법을 이용하여 공력 특성 및 하중을 예측하였다. 이전 형상에 비하여 엔진 카울이 없어짐에 따라 축력과 수직력이 감소하였으며, 압력 중심이 전방으로 크게 이동하였다. 그리고 하중 해석을 위해 비행 중 및 발사대 대기 중의 공력 하중을 산출하였다. 공력 계수 및 공력 하중 해석 결과는 다음 설계 단계의 임무 설계 및 구조 해석 분야에 활용된다.

Abstract ▼ AI-Helper

In this study, a numerical analysis based on CFD methods has been conducted to predict the aerodynamic coefficients and aerodynamic loads of KSLV-II configuration designed at the system design phase. By the effects of exclusion of engine cowls of prior configuration, axial force and normal force decreased and center of pressure was much moved to the nose direction. Also, aerodynamic loads at flight and on the launch pad were predicted for structural load analysis. The computed results will be used for mission analysis and structural analysis at the next design phase.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

비행 조건은 체계설계팀에서 제공하였으며, 공력 하중 예측에 필요한 조건은 발사체구조팀에서 제공하였다. 상기 자료를 이용하여 한국형발사체 시스템설계 형상에 대해 전산유동해석(CFD) 기법을 이용하여 공력 계수 및 하중을 예측하였으며, 본 논문에서는 해석 결과를 상세히 기술하였다.

가설 설정

비행 Mach 수 및 Reynolds 수는 실제 비행 조건에서의 값을 사용하였다. 경계층의 천이는 고려하지 않았으며, 공력 가열이 관심사는 아니므로 층류 유동이 상당 부분 포함되는 고 Mach 수 조건에서도 모두 난류 영역으로 가정하였다. 난류 모델은 천음속/초음속 영역의 항공우주 분야에 적합한 것으로 알려진 Spalart-Allmaras Model을 사용하였다.
따라서 받음각 5°에 대한 계산 결과를 이용하여 압력 중심을 산출하며 그 값은 받음각이 변하여도 일정하다고 가정한다.

제안 방법

1단 엔진 노즐부를 제외한 전방 동체에 대해 전산유동해석을 수행하였다. 전산유동해석은 발사체열/공력팀이 보유하고 있는 상용 CFD 코드인 Fluent[4]를 사용하였으며, 최대 동압 구간과 같은 주요 해석 결과에 대해서는 자체 개발한 TAT132 code[5]를 이용한 병행 해석으로 Fluent 해석 결과를 검증하였다.
표 4에 DAC-1B와 DAC-0의 전 기체에 대한 지상풍 공력 하중을 비교하여 보았다. DAC-0의 보정 과정이 DAC-1B와 달랐기 때문에, 마지막 항에 DAC-1B와 동일한 보정을 거친 값을 추가 하여 이 값을 DAC-1B와 비교하였다. 축력과 수직력은 비슷한 크기인 반면에, DAC-1B의 피칭 모멘트가 크게 증가하였다.
격자 수는 206×101×61이고, Inflow 경계 조건은 pressure farfield 조건, outflow 경계 조건은 pressure outlet 조건을 적용하여 계산하였다.
기저부(base) 축력은 NASA의 비행시험 측정 결과를 바탕으로 한 경험식을 사용하여 산출하고[6], CFD로 구한 전방 동체 축력에 합산하여 전체 축력을 계산하였다.
비행 중 공력 하중 해석은 발사체구조팀에서 제공받은 5가지 해석 조건(표 3)에 대하여 CFD 해석을 수행하였으며, 해석 결과를 발사체구조팀에서 요청한 구간(station) 별로 정리하여 공력 하중 분포를 산출하였다.
체계설계팀이 제공한 DAC-1B 비행조건[9] 중에서 DAC-0에서 해석한 마하수와 유사한 조건을 선정하여 CFD 해석을 수행하였다. 그림 4부터 그림 7에 한국형발사체 DAC-1B 형상에 대한 공력 특성 예측 결과를 DAC-0의 결과와 비교하여 나타내었다.
표 4에 DAC-1B와 DAC-0의 전 기체에 대한 지상풍 공력 하중을 비교하여 보았다. DAC-0의 보정 과정이 DAC-1B와 달랐기 때문에, 마지막 항에 DAC-1B와 동일한 보정을 거친 값을 추가 하여 이 값을 DAC-1B와 비교하였다.
한국형발사체 시스템설계 결과에 따라 DAC(Design Analysis Cycle)-1B 형상이 결정되었으며, 발사체열/공력팀에서 시스템 설계 형상에 대해 전산유동해석을 수행하였다.

데이터처리

1단 엔진 노즐부를 제외한 전방 동체에 대해 전산유동해석을 수행하였다. 전산유동해석은 발사체열/공력팀이 보유하고 있는 상용 CFD 코드인 Fluent[4]를 사용하였으며, 최대 동압 구간과 같은 주요 해석 결과에 대해서는 자체 개발한 TAT132 code[5]를 이용한 병행 해석으로 Fluent 해석 결과를 검증하였다.

이론/모형

경계층의 천이는 고려하지 않았으며, 공력 가열이 관심사는 아니므로 층류 유동이 상당 부분 포함되는 고 Mach 수 조건에서도 모두 난류 영역으로 가정하였다. 난류 모델은 천음속/초음속 영역의 항공우주 분야에 적합한 것으로 알려진 Spalart-Allmaras Model을 사용하였다.
한국형발사체 시스템설계 단계의 DAC-1B 형상에 대해 전산유동해석(CFD) 기법을 이용하여 공력 계수 및 하중을 예측하였다. 주요 해석 결과는 다음과 같다.

성능/효과

경험적으로 CFD 계산 결과는 풍동시험과 비교할 때 축력, 수직력 및 피칭 모멘트의 경우 대략 5~10% 정도의 오차를 나타내고 있어 보수적으로 10%를 보정하였으며, 압력 중심 Xcp에 대해서는 현재의 계산 기법이 풍동시험에 비해 좀 더 전방으로(안정성에 나쁜 방향으로) 예측하는 경향이 있어 별도의 보정을 수행하지는 않았다.
한편, 나로호 개발 과정에서 항우연의 CFD 코드를 이용한 공력 하중 예측 결과는 흐루니체프의 예측 값과 비교하여 일부 영역에서 약 30%정도 더 작게 예측된 바 있었다. 그 이유는 항우연의 CFD 계산은 외부 부착물 등이 고려되지 않은 형상에 대한 것이고, 흐루니체프는 비행 시험 등으로 확인된 경험적 기법을 이용하여 이미 최종 형상에 가까운 결과였기 때문으로 추정되었다.

후속연구

추후 부착물의 위치가 좀 더 명확해지면 공력 계수의 재계산이 필요하다.[7] 또한, 2013년 4월에 한국형발사체에 대한 풍동시험을 수행하였으며, 풍동시험 결과를 분석하여 돌출물 효과를 좀 더 정확하게 고려할 예정이다.
공력 특성 및 하중의 예측에는 발사체열/공력 팀이 보유한 TAT132 또는 Fluent와 같은 전산유 동해석(CFD) 코드를 이용하고 있으며, 과학로켓 개발부터 현재까지의 해석과 검증을 통해 그 정확도 및 효율성이 확인된 코드이다. 그럼에도 불구하고 CFD 해석 자체의 한계는 있으며, 특히 초기 설계 단계의 외형과 최종 발사 형상과의 차이로 인하여 공력 해석(공력 계수 및 공력 하중) 결과를 보정해서 사용하는 것이 바람직할 것이다.
단, 돌출물 효과의 고려는 아직 2단 및 3단의 돌출물 형상이 미정인 상황을 감안하여, 현 계산에서는 국부적으로 1단에만 적용하였다. 추후 부착물의 위치가 좀 더 명확해지면 공력 계수의 재계산이 필요하다.[7] 또한, 2013년 4월에 한국형발사체에 대한 풍동시험을 수행하였으며, 풍동시험 결과를 분석하여 돌출물 효과를 좀 더 정확하게 고려할 예정이다.
따라서 받음각 5°에 대한 계산 결과를 이용하여 압력 중심을 산출하며 그 값은 받음각이 변하여도 일정하다고 가정한다. 추후 풍동시험을 수행하게 되면 세밀한 받음각에 대해서 결과를 얻게 되며, 따라서 받음각에 대한 미세한 변화도 예측할 수 있게 될 것이다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	DAC-1B의 노즈 페어링 지름이 DAC-0보다 다소 감소하였음을 고려하면 DAC-1B의 축력이 DAC-0(No Cowl)과 비슷하거나 조금 더 작아져야 할 것 같지만, 해석 결과는 DAC-0(Cowl) 보다는 작지만 DAC-0(No Cowl)보다는 큰 축력 값을 가진 이유는?	그런데, DAC-1B의 노즈 페어링 지름이 DAC-0보다 다소 감소하였음을 고려하면 DAC-1B의 축력이 DAC-0(No Cowl)과 비슷하거나 조금 더 작아져야 할 것 같지만, 해석 결과는 DAC-0(Cowl) 보다는 작지만 DAC-0(No Cowl)보다는 큰 축력 값을 가진다. 이러한 이유는 DAC-1B 노즈 페어링의 더블 콘 부분의 L/D가 1.29에서 1.0로 감소함에 따라 축력이 증가하였기 때문이다. 그림 9는 L/D가 1.
	DAC(Design Analysis Cycle)-1B 형상은 무엇에 의해 결정되는가?	한국형발사체 시스템설계 결과에 따라 DAC(Design Analysis Cycle)-1B 형상이 결정되었으며, 발사체열/공력팀에서 시스템 설계 형상에 대해 전산유동해석을 수행하였다.
	받음각 5°에 대한 계산 결과를 이용하여 압력 중심을 산출하며 그 값은 받음각이 변하여도 일정하다고 가정한 이유는?	발사체와 같은 형상의 경우 받음각 5° 정도까지의 영역에서는 공력 특성은 일반적으로 받음각에 대해 선형성을 보이며, 축력 계수의 경우 그 크기가 일정하다. 따라서 받음각 5°에 대한 계산 결과를 이용하여 압력 중심을 산출하며 그 값은 받음각이 변하여도 일정하다고 가정한다.

참고문헌 (10)

IC1TAG0K0002, 한국형발사체 DAC-1B 형상 공력 하중 및 공력 계수, 한국항공우주연구원, 2012. 7. 17
L2-SDR-0002, 한국형발사체 시스템 설계 검토 회의(SDR) 발표자료 제2권. 기술 분야, 한국항 공우주연구원, 2012. 6. 26-27
DR0TAG0K0001, 한국형발사체 DAC-0 형상 공력 특성 및 하중 예측, 한국항공우주연구원, 2011. 5. 19
ANSYS Fluent(www.ansys.com)
김영훈, 옥호남, 김인선, "CFD에 의한 발사체 공력특성에 미치는 기저부 영역 모델링의 영향에 관한 연구," 한국항공우주학회지, 제33권 제9호, 2005. 9
W. W. Boyle and J. P. Pace, "Compendium of flight vehicle base pressure and base drag prediction techniques," NASA-CR-170997, Lockheed, 1983.
DR74000PA00000-0061, 한국형발사체(KSLV-II) 시스템 설계를 위한 지상풍 및 고층풍 기준, 한국항공우주연구원, 2012. 6. 5
"Prelaunch Ground Wind Load," NASA SP-8008, 1965.
DR74000PA00000-0059, 한국형발사체 DAC-1B 스테이징/중량 버짓 업데이트 및 예비임무설계, 한국항공우주연구원, 2012. 5. 14
L2-SDP-1B.21, 한국형발사체 시스템 설계 문서(DAC-1B), Part 21 공력 특성, 한국항공우주연구원, 2012. 6. 14

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표제어: PCR

동의어: Packet Collision Rate

용어 설명 출처 목록 (6)

용어 설명: PCR은 세균 특이성이 있는 primer를 이용하여 적은 수의 세균이 있을지라도 쉽게 검출할 수 있는 유용한 방법이며, 이를 이용하여 구강 내 치면세균막이나 타액에서 직접 세균을 검출할 수 있게 되었다[8].

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