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문제 정의
- 본 연구를 통하여 RBCC 엔진의 개념설계를 수행하였다. 설계엔진의 운영조건은 지상고도, 정지상태에서 출발하여 비행 마하수 8, 고도 약 30 km에 도달하는 것으로 설정하였다.
- 본 연구에서는 이러한 RBCC엔진의 세 가지 운영모드에 대한 사이클 해석을 통해 각 운영모드를 안정적으로 구현하기 위한 운영조건을 산출하고 그때의 성능예측치를 포함한 개념설계를 수행하였다.
- 엔진의 흡입구는 이러한 흡입구 성능지수가 어떤 특정한 엔진운영모드에 편향된 성능을 보이지 않도록 설계되어야 한다. 본 연구에서는 흡입구 설계변화에 따라 엔진의 성능을 예측하고, 전체적인 엔진 운영 모드에서 원활한 성능을 나타낼 수 있도록 흡입구 형상을 개선하였다. 이러한 흡입구 형상에 따른 엔진 성능 영향평가결과는 3.
가설 설정
- 다양한 설계마하수조건에 대해 서로 다른 3종의 흡입구 A, B, C 가 표 2에 나타난 수준의 성능을 갖는다고 가정하자.
제안 방법
- 램제트 모드는 아음속 유동 내에서 연소를 발생시키지만, 스크램제트 모드는 초음속 연소가 구현되어한다. 고정된 형상을 갖는 연소기 내에서 두 가지 다른 연소형태를 구현하기 위해 엔진 노즐에 열역학적 노즐목(Thermal throat)을 배치하는 방법을 선택하였다[4].
- 본 엔진의 비행고도는 매우 넓은 범위에서 변화하므로, 엔진의 배기노즐 또한 특정고도 및 운전모드에 편중된 성능지수를 나타내선 안된다. 따라서, 배기노즐의 팽창비는 설계 엔진의 성능 예측 및 수정보완을 통해 원할한 성능을 갖도록 하였다.
- 따라서, 본 연구에서는 엔진 내 구동장치를 최소화하여 구조적 안정성을 높이는 방향으로 고정형 흡입구를 채택하고, 비행조건에 따라 흡입구 성능지수 및 엔진의 추력변화를 고려하여 설계를 진행하였다. 대표적인 엔진 흡입구 성능지수는 포획면적비(Capture area ratio)와 전압력회복율(Total pressure recovery)을 들 수 있다.
- 엔진의 형상은 구조적안정성 및 내부구성요소배치의 편의성을 고려하여 원형 흡입구 및 몸체를 적용하였다. 또한 본 비행체는 구조적 안정성을 위해 동압력 50 kPa 이하의 비행궤적을 가지도록 설정하였다.
- EJSIMP 코드는 일본 JAXA의 극초음속 풍동의 이젝터 설계에 활용되었고, 국내에서는 항우연이 보유한 SETF의 이젝터 설계에 활용되었다[8]. 램제트 및 스크램제트 모드의 해석은 본 연구팀이 개발한 스크램제트 엔진 설계프로그램을 수정하여 활용하였다[9]. 본 설계 프로그램은 항우연의 지상시험용 스크램제트 엔진 모델 설계에 활용되어 수차례의 시험을 통해 그 정확성을 입증한 바 있다.
- 공기흡입식 추진기관의 경우, 흡입구로 유입되는 공기의 유량 및 전압력, 전온도 조건은 엔진의 성능을 결정짓는 중요한 인자가 된다. 본 연구에서 설계한 RBCC엔진은 정지상태에서 마하수 8의 극초음속영역까지 광범위하게 운영되므로, 흡입구의 설계기준조건은 모든 운전조건에서 원활한 성능을 보일 수 있도록 설정되어야한다. 특히 구조적 안정성을 위해 엔진의 흡입구를 고정형으로 결정한 경우에는, 모든 운전영역에서의 성능변화를 고려한 흡입구 설계가 필수적이다.
- 본 연구에서 설계한 엔진은 편의상 흡입구 직경을 1 m로 설정하였고, 공기흡입식 엔진에서 가장 중요한 설계인자인 공기 유로의 형상 및 유로 내에서 발생하는 열역학적 현상에 대한 변화만을 고려하여 설계하였다. 따라서, 본 엔진은 RBCC 엔진의 각 운영모드를 시현하고 요소기술을 개발을 위한 지상시험모델의 설계안으로 활용할 수 있으며, 엔진의 요소기술을 획득하고 엔진의 안정적 성능을 확보한 이후에는 엔진의 중량 및 엔진 구성품 적재공간을 포함한 최적화 연구를 통해 비행시험모델에 대한 설계가 필요하다.
- 열 질식을 방지하기 위해 확장구간인 3번 연료 인젝터 구간에서 추가적인 연소를 발생시키며 열역학적 노즐목 구현을 목적으로 하는 4번 연료 인젝터에서는 연료를 분사하지 않는다. 본 운영모드에서는 열 질식이 일어나지 않기 위한 연료량 제어가 성능제어요인으로 작용하였다.
- 본 연구를 통하여 RBCC 엔진의 개념설계를 수행하였다. 설계엔진의 운영조건은 지상고도, 정지상태에서 출발하여 비행 마하수 8, 고도 약 30 km에 도달하는 것으로 설정하였다. 엔진의 효율적인 설계를 위해서 엔진의 운전 모드별로 중요 구성품을 설계하고 통합하되, 성능해석을 통해 시행착오기법으로 형상을 개선하였다.
- 앞 절에서 설명한 설계접근방법 및 해석코드를 이용하여 RBCC엔진의 개념설계를 수행하였다. 엔진의 주요구성품은 중요한 운전모드별로 설계하고 통합하되, 성능해석을 통해 시행착오기법으로 형상을 개선하였다.
- 앞서 설명한 바와 같이 본 RBCC 엔진의 설계는 “기초설계-> 성능해석-> 설계수정”을 반복하는 시행착오 기법을 통해 진행하였으며, 이 과정에서 엔진의 성능해석은 준 1차 사이클 해석코드를 개발하여 적용하였다.
- 엔진의 연소기는 램제트 모드와 스크램제트 모드의 요구조건에 맞게 설계하였다. 램제트 모드는 아음속 유동 내에서 연소를 발생시키지만, 스크램제트 모드는 초음속 연소가 구현되어한다.
- 앞 절에서 설명한 설계접근방법 및 해석코드를 이용하여 RBCC엔진의 개념설계를 수행하였다. 엔진의 주요구성품은 중요한 운전모드별로 설계하고 통합하되, 성능해석을 통해 시행착오기법으로 형상을 개선하였다. 그러나 형상개선과정에서 정형화된 최적화기법은 적용하지 않았으므로 설계된 형상 및 운영조건이 최적성능으로 볼 수는 없다.
- 본 엔진은 비행 마하수에 따라 운전모드가 변화하여, 마하수 0~3의 영역에서는 이젝터제트, 마하수 3~6의 영역에서는 램제트, 마하수 6이상에서는 스크램제트 모드로 운영된다. 엔진의 형상은 구조적안정성 및 내부구성요소배치의 편의성을 고려하여 원형 흡입구 및 몸체를 적용하였다. 또한 본 비행체는 구조적 안정성을 위해 동압력 50 kPa 이하의 비행궤적을 가지도록 설정하였다.
- 설계엔진의 운영조건은 지상고도, 정지상태에서 출발하여 비행 마하수 8, 고도 약 30 km에 도달하는 것으로 설정하였다. 엔진의 효율적인 설계를 위해서 엔진의 운전 모드별로 중요 구성품을 설계하고 통합하되, 성능해석을 통해 시행착오기법으로 형상을 개선하였다.
- 열역학적 노즐목은 노즐 목에서 연료를 추가 분사하여 연소시킴으로써 인위적인 열 질식현상을 유발하는 장치이다. 연소기는 일정단면적 구간과 확장면적 구간으로 구성하였으며, 효율적인 연료/산화제 혼합 및 연소를 위해 각 구간에 연료분사구를 별도로 배치하였다.
- 열역학적 노즐목은 램제트 모드를 구현하기 위한 장치로서, 기존의 스크램제트 설계프로그램[9]에 포함되지 않았으므로, 본 연구를 통하여 해석코드의 수정보완이 이루어졌으며 이에 대한 이론적 접근은 다음과 같다.
- 따라서 어느 한 가지 모드에 대해 엔진을 설계하고 이를 다른 영역으로 확장하는 방법은 수많은 시행착오를 유발하게 된다. 이러한 시행착오를 줄이기 위해 본 연구에서는 각 모드의 성능에 가장 중요한 영향을 미치는 구성품들을 그 모드에 맞게 개별적으로 설계하고 이를 융합하여 엔진을 구성한 뒤 각 모드에 대한 성능을 재확인하고 수정, 개선하는 방법으로 설계를 진행하였다. 예를 들어, 로켓 플룸과 엔진내부 유입공기와의 상호작용은 이젝터제트모드의 성능에 중요한 영향을 미치지만, 연소기 및 배기노즐의 목면적 등은 램제트 모드의 성능을 결정짓는 설계인자가 된다.
- 이젝터 로켓의 형상 및 운영조건과 엔진의 로켓플룸 유입부는 이젝터제트 모드 성능을 최적화 하도록 설계하였다. 그림 3에는 이젝터 로켓과 로켓플룸 유입부의 개념도를 나타냈다.
- 이젝터의 성능은 Fabri의 이론을 적용한 EJSIMP코드를 수정하여 예측하였다[7,10]. 초음속 이젝터의 유동형태는 크게 세 가지 형태로 나뉠 수 있다.
- 이젝터제트 모드는 일본 JAXA에서 개발된 EJSIMP코드를 수정하여 적용하였다[7]. EJSIMP 코드는 일본 JAXA의 극초음속 풍동의 이젝터 설계에 활용되었고, 국내에서는 항우연이 보유한 SETF의 이젝터 설계에 활용되었다[8].
대상 데이터
- 본 연구에서 설계한 RBCC 엔진은 Kerosene-LOX 액체로켓엔진과 수소연료를 적용한 공기흡입식 엔진으로 구성된다. 공기흡입식 엔진의 연료는 스크램제트 엔진 모드 구현을 위해서 다른 연료보다 초음속 연소 실현이 용이한 수소연료를 선택하였다. 반면에 로켓엔진은 기존 기술의 성숙도가 높은 Kerosene-LOX 로켓엔진을 적용하였다.
- 공기흡입식 엔진의 연료는 스크램제트 엔진 모드 구현을 위해서 다른 연료보다 초음속 연소 실현이 용이한 수소연료를 선택하였다. 반면에 로켓엔진은 기존 기술의 성숙도가 높은 Kerosene-LOX 로켓엔진을 적용하였다. Kerosene-LOX 액체로켓엔진은 높은 비체적을 갖는 수소연료의 탑재용량을 줄임으로써, 전체 엔진의 체적을 낮추고 이로 인한 항력 저하도 기대할 수 있다.
- 본 엔진의 주 연료는 수소이며 총 4개 위치에서 분사된다. 1번 연료 인젝터는 스크램제트 모드 시에 최저유속 구간에서 점화시킬 수 있도록 흡입구 목 후방에 배치하였다.
- 본 연구에서 설계한 RBCC 엔진은 Kerosene-LOX 액체로켓엔진과 수소연료를 적용한 공기흡입식 엔진으로 구성된다. 공기흡입식 엔진의 연료는 스크램제트 엔진 모드 구현을 위해서 다른 연료보다 초음속 연소 실현이 용이한 수소연료를 선택하였다.
- 본 연구에서 설계한 엔진의 흡입구직경은 1 m이며, 엔진의 길이는 약 6.7 m 이다. 엔진의 흡입구는 20 도 각도의 단순원뿔형 Central body에 의해 외부압축과정이 이루어지고 흡입구 내부에서 목 면적 0.
- 본 연구에서의 설계대상엔진은 기술입증형 엔진을 목표로 하여 지상고도(Sea level), 정지상태(Static)에서 출발하여 고도 약 30 km, 비행 마하수 8에 도달하는 것을 임무로 설정하였다. 본 엔진은 비행 마하수에 따라 운전모드가 변화하여, 마하수 0~3의 영역에서는 이젝터제트, 마하수 3~6의 영역에서는 램제트, 마하수 6이상에서는 스크램제트 모드로 운영된다.
- 설계엔진은 직경 1 m, 길이 6.7 m이며, 비행고도 및 마하수에 따라 0.4 ton ~16.5 ton의 추력을 발생할 것으로 예측되었다. 엔진의 임무 및 목적에 따라 고도 및 비행마하수에 따라 필요한 엔진의 추력성능을 별도로 설정하는 경우, 흡입구 형상 및 엔진 연료분사량 변화를 통하여 요구 추력성능을 만족하도록 조절해야 한다.
- 흡입구 하류에는 케로신 액체로켓이 배치되어 이젝터 제트 모드에서 운영된다. 케로신 액체 로켓은 노즐 목 직경 162.2 mm, 노즐 출구직경 500 mm이며, 로켓 챔버 내 연소압은 70 bar 이다.
이론/모형
- 열역학적 노즐목을 구성하고, 연소기 내에서 의도하지 않은 열 질식현상을 방지하기 위해서는 연소기내부 유동의 마하수 변화를 적절하게 예측할 수 있어야한다. 일정단면적 구간에서의 마하수 변화는 Rayleigh line 이론을 적용하여 예측하였다[11]. 발열반응과 더불어 단면적이 변화하는 구간에서의 마하수 분포는 단면적 변화, 마하수 변화 및 전온도변화에 대한 다음의 상관관계 식으로부터 구할 수 있다[11].
성능/효과
- 따라서, 엔진의 주요 구성품들은 각각의 중요한 엔진운영모드의 요구성능을 만족하도록 설계하되, 엔진의 모든 운영모드에서도 정상적으로 작동할 수 있도록 형상을 개선하였다.
- 본 엔진의 비행고도는 매우 넓은 범위에서 변화하므로, 엔진의 배기노즐 또한 특정고도 및 운전모드에 편중된 성능지수를 나타내선 안된다. 따라서, 배기노즐의 팽창비는 설계 엔진의 성능 예측 및 수정보완을 통해 원할한 성능을 갖도록 하였다.
- 그림 4에는 본 연구에서 설계한 이젝터의 사이클 해석을 통한 성능예측값을 나타냈다. 본 이젝터에서는 Fabri 질식형 초음속 형태가 지배적으로 나타났다. 본 해석 결과에 따르면, 이젝터 로켓을 모든 경우에 최대추력으로 가동하는 경우, 고속, 고고도 조건에서는 너무 많은 공기가 엔진 내부로 유입되는 것으로 확인되었다.
- 본 이젝터에서는 Fabri 질식형 초음속 형태가 지배적으로 나타났다. 본 해석 결과에 따르면, 이젝터 로켓을 모든 경우에 최대추력으로 가동하는 경우, 고속, 고고도 조건에서는 너무 많은 공기가 엔진 내부로 유입되는 것으로 확인되었다. 따라서, 적절한 고도 및 속도조건에서는 이젝터 로켓의 출력을 조절하거나, 운영을 정지할 필요가 있다.
- 표 5를 살펴보면, 흡입구 A는 마하 4 조건에서 가장 높은 추력성능을 보였으며, 높은 비행마하수 조건에서는 추력이 매우 낮게 나타났다. 그러나, 흡입구 B와 C의 경우에는 낮은 마하수에서의 추력은 A의 경우보다 낮게 나타났지만, 높은 마하수에서의 추력성능은 다소 개선되는 경향을 보이고 있다.
후속연구
- 본 연구에서 설계한 엔진은 편의상 흡입구 직경을 1 m로 설정하였고, 공기흡입식 엔진에서 가장 중요한 설계인자인 공기 유로의 형상 및 유로 내에서 발생하는 열역학적 현상에 대한 변화만을 고려하여 설계하였다. 따라서, 본 엔진은 RBCC 엔진의 각 운영모드를 시현하고 요소기술을 개발을 위한 지상시험모델의 설계안으로 활용할 수 있으며, 엔진의 요소기술을 획득하고 엔진의 안정적 성능을 확보한 이후에는 엔진의 중량 및 엔진 구성품 적재공간을 포함한 최적화 연구를 통해 비행시험모델에 대한 설계가 필요하다.
- 램제트 및 스크램제트 모드의 해석은 본 연구팀이 개발한 스크램제트 엔진 설계프로그램을 수정하여 활용하였다[9]. 본 설계 프로그램은 항우연의 지상시험용 스크램제트 엔진 모델 설계에 활용되어 수차례의 시험을 통해 그 정확성을 입증한 바 있다. 사이클 해석코드의 순서도 (Flow chart)는 그림 2에 나타냈다.
- 이때 비행체 형상은 편의상 흡입구직경을 1 m로 두어 설계를 진행하였다. 실제 임무를 갖는 비행체는 연료펌프, 압력조정기 등의 많은 구성품이 엔진에 포함되고 이를 적재할 공간이 고려되어야 하지만, 본 연구에서는 RBCC엔진의 운영모드를 구현하기 위한 운전조건 확립을 주목적으로 하므로, 이러한 적재공간 및 중량에 대한 최적화 연구는 포함하지 않는다.
- 따라서, 적절한 고도 및 속도조건에서는 이젝터 로켓의 출력을 조절하거나, 운영을 정지할 필요가 있다. 이젝터 로켓의 갑작스런 운영정지는 흡입공기유량 및 엔진추력의 급격한 변화를 초래할 수 있으므로 출력조절이 바람직하지만, 출력조절을 위한 제어밸브의 개발 등 추가적 기술개발이 필요하다. 따라서, 현 단계에서는 엔진의 출력조절을 하지 않고 필요시 로켓엔진 운영을 정지하는 것으로 설정하였다.
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