최세영
(Research and Development Center, JNM System Co., Ltd.)
,
박수용
(Research and Development Center, JNM System Co., Ltd.)
,
최현경
(Aerospace R&D Center, Hanwha TechM)
,
김준태
(Aerospace R&D Center, Hanwha TechM)
,
정해승
(Advanced Propulsion Technology Center, Agency for Defense Development)
,
박정배
(Advanced Propulsion Technology Center, Agency for Defense Development)
고속 비행체에 연료를 공급하고, 내/외부의 열부하를 처리하기 위한 연료공급 및 냉각계통의 예비 열설계를 수행하였다. 이를 위해 임의의 임무형상에 대한 해석모델을 구성하고 성능해석을 진행하였다. 산출된 연료소모율과 내부의 유동 상태량을 이용하여 시스템의 각부 경계조건에 대한 열부하량을 계산하고 검증하였다. 이를 연료의 흡열반응을 이용한 시스템의 냉각성능과 비교하여 설계 요구조건을 충족시키는 것을 확인하였다.
고속 비행체에 연료를 공급하고, 내/외부의 열부하를 처리하기 위한 연료공급 및 냉각계통의 예비 열설계를 수행하였다. 이를 위해 임의의 임무형상에 대한 해석모델을 구성하고 성능해석을 진행하였다. 산출된 연료소모율과 내부의 유동 상태량을 이용하여 시스템의 각부 경계조건에 대한 열부하량을 계산하고 검증하였다. 이를 연료의 흡열반응을 이용한 시스템의 냉각성능과 비교하여 설계 요구조건을 충족시키는 것을 확인하였다.
In this study, preliminary thermal sizing was performed with the aim of developing a fuel supply and cooling system design to solve the heating problems in high-speed vehicles. First, an analysis model was used to satisfy an optional mission profile. The heat loads were computed under boundary condi...
In this study, preliminary thermal sizing was performed with the aim of developing a fuel supply and cooling system design to solve the heating problems in high-speed vehicles. First, an analysis model was used to satisfy an optional mission profile. The heat loads were computed under boundary conditions. The results were verified using the precedent design case. Then, fuel consumption rates were estimated for the analysis trajectory. Accordingly, the cooling capacity in the system was calculated using the heat sink capacity of the endothermic fuel. Lastly, the fulfillment of the design requirements was confirmed in comparison to the cooling needs.
In this study, preliminary thermal sizing was performed with the aim of developing a fuel supply and cooling system design to solve the heating problems in high-speed vehicles. First, an analysis model was used to satisfy an optional mission profile. The heat loads were computed under boundary conditions. The results were verified using the precedent design case. Then, fuel consumption rates were estimated for the analysis trajectory. Accordingly, the cooling capacity in the system was calculated using the heat sink capacity of the endothermic fuel. Lastly, the fulfillment of the design requirements was confirmed in comparison to the cooling needs.
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문제 정의
이와 관련하여 미국 및 프랑스에서 개발 중인 탄화수소 연료 스크램제트 엔진에서 그 적용 사례를 확인할 수 있다[1,2]. 본 논문에서는 위와 같은 고속 비행체의 연료공급 및 냉각계통을 설계하기 위한 예비 열설계를 수행하였다. 선행연구에서는 먼저 임의의 임무형상을 만족시키기 위한 해석 모델을 가정하고, 이에 따른 내부 열부하를 계산하여 냉각소요량을 산출하였다[3].
가설 설정
계산을 위해 필요한 가스의 물성치는 CEA code를 이용하여 구하였다. 계산영역은 연소실과 노즐을 길이방향으로 특정간격에 따라 나누어 각각의 영역들을 위한 평균 무차원 직경과 평균 경사각도를 정의하고 그 값들은 주어진 영역에서는 변하지 않는 것으로 가정하여 계산을 수행하였다. 또한, 고온의 가스에 노출되는 내벽의 온도(Tw,g)는 연소실 외벽을 통해 비행체의 다른 탑재장비에 미치는 온도를 고려하여 1,000 K로 가정하고 이에 대한 열전달량을 계산하였다.
계산영역은 연소실과 노즐을 길이방향으로 특정간격에 따라 나누어 각각의 영역들을 위한 평균 무차원 직경과 평균 경사각도를 정의하고 그 값들은 주어진 영역에서는 변하지 않는 것으로 가정하여 계산을 수행하였다. 또한, 고온의 가스에 노출되는 내벽의 온도(Tw,g)는 연소실 외벽을 통해 비행체의 다른 탑재장비에 미치는 온도를 고려하여 1,000 K로 가정하고 이에 대한 열전달량을 계산하였다. 계산에 사용된 열유속 계산 수식들은 Eq.
제안 방법
고속 비행체에 연료를 공급하고, 내/외부의 열부하를 해결하기 위한 연료공급 및 냉각계통의 예비 열설계를 수행하였다. 이를 위해 임의의 임무형상을 설정하고 이를 만족하기 위한 동축형의 이중연소 램제트 엔진을 이용한 해석 모델을 구성하였다.
먼저 용도 및 운용 거리에 따른 비행체의 형상을 결정한다. 공급할 연료량과 흡수해야 할 열량을 파악하기 위해 비행 마하수, 고도에 따른 공력가열과 연료량 변화 및 연소에 대한 엔진 내벽의 열전달량 분석을 수행한다. 다음으로 계산된 열부하를 처리할 수 있는 흡열연료를 선정한다.
내부 유동장의 열유속 계산은 연소가 이뤄지고 있는 부분과 그렇지 않은 부분으로 나눠 수행하였다. 연소가 이뤄지지 않는 부분은 일반적인 내부 유로에서의 열전달 경험식을 통해서 계산을 수행하였고, 연소가 이뤄지는 부분은 Integral boundary layer method를 이용하여 내부 유동장의 대류열전달 계수를 구하고, 복사열전달량을 함께 고려하여 계산을 수행하였다.
이를 위해 임의의 임무형상을 설정하고 이를 만족하기 위한 동축형의 이중연소 램제트 엔진을 이용한 해석 모델을 구성하였다. 내부의 열부하량을 계산하기 위해 경계조건을 설정하고 각 설계점에서 열역학적 상태량을 산출하였다. 이를 바탕으로 내부 유동장에서 열전달량을 계산하고 선행 연구결과로 검증하였다.
이를 바탕으로 내부 유동장에서 열전달량을 계산하고 선행 연구결과로 검증하였다. 다음으로 해석 궤도에 대한 성능해석 결과를 바탕으로 연료소모율을 도출하였고, 이에 따른 연료의 흡열 성능을 이용하여 시스템의 냉각성능을 산출하였다. 이를 이미 산출한 전체 시스템의 냉각 소요량과 비교하여 설계 요구조건을 만족시키는지를 확인하였다.
6, 벽온도 1,000 K로 동일하게 적용하였다. 순항속도, 연소기 침수면적, 연료소모율, 열유속은 해석모델 값을 비교모델 값으로 나누어 나타내었고, 열유속 비교결과 근사한 값을 나타내었다.
순항조건에서 내부 열부하량을 3절의 해석방법을 이용하여 계산하였다. 마하수 6, 고도 27.
내부 유동장의 열유속 계산은 연소가 이뤄지고 있는 부분과 그렇지 않은 부분으로 나눠 수행하였다. 연소가 이뤄지지 않는 부분은 일반적인 내부 유로에서의 열전달 경험식을 통해서 계산을 수행하였고, 연소가 이뤄지는 부분은 Integral boundary layer method를 이용하여 내부 유동장의 대류열전달 계수를 구하고, 복사열전달량을 함께 고려하여 계산을 수행하였다. 계산을 위해 필요한 가스의 물성치는 CEA code를 이용하여 구하였다.
이 때문에 속도의 제한을 받게 되며 스크램제트 엔진의 경우 초음속연소의 어려움과 마하수 3~4의 초음속영역에서 효율의 급격한 저하를 보이는 한계가 있다. 이렇게 흡입구 형상과 외부환경에 민감하게 영향을 받는 해당 엔진의 특성을 고려하여 Fig. 3과 같이 넓은 비행 마하수에서 운용할 수 있는 이중연소 램제트 엔진을 적용하였다. 이러한 비행체 형상은 스크램제트 엔진 내부에 별도의 가스발생기(아음속 연소기)가 장착되어 있는 구조로 되어 있다.
내부의 열부하량을 계산하기 위해 경계조건을 설정하고 각 설계점에서 열역학적 상태량을 산출하였다. 이를 바탕으로 내부 유동장에서 열전달량을 계산하고 선행 연구결과로 검증하였다. 다음으로 해석 궤도에 대한 성능해석 결과를 바탕으로 연료소모율을 도출하였고, 이에 따른 연료의 흡열 성능을 이용하여 시스템의 냉각성능을 산출하였다.
선행연구에서는 먼저 임의의 임무형상을 만족시키기 위한 해석 모델을 가정하고, 이에 따른 내부 열부하를 계산하여 냉각소요량을 산출하였다[3]. 이를 바탕으로 적절한 연료를 선정하여 냉각성능을 추정하고, 이에 따른 열흡수량과 열부하량의 열밸런스를 도출하여 설계 요구사항을 만족시키는지를 확인하였다.
고속 비행체에 연료를 공급하고, 내/외부의 열부하를 해결하기 위한 연료공급 및 냉각계통의 예비 열설계를 수행하였다. 이를 위해 임의의 임무형상을 설정하고 이를 만족하기 위한 동축형의 이중연소 램제트 엔진을 이용한 해석 모델을 구성하였다. 내부의 열부하량을 계산하기 위해 경계조건을 설정하고 각 설계점에서 열역학적 상태량을 산출하였다.
다음으로 해석 궤도에 대한 성능해석 결과를 바탕으로 연료소모율을 도출하였고, 이에 따른 연료의 흡열 성능을 이용하여 시스템의 냉각성능을 산출하였다. 이를 이미 산출한 전체 시스템의 냉각 소요량과 비교하여 설계 요구조건을 만족시키는지를 확인하였다. 향후 과제로써, 본 열설계 결과를 바탕으로 전체 시스템 해석과 구성품 선정 및 기본설계를 진행하게 될 것이다.
열환경 분석을 위한 내부 열부하량을 계산하기 위해서는 모델의 유동 상태량 분석이 필요하다. 질량, 운동량, 에너지 보존을 이용한 준 1차원 압축성 유동방정식을 이용하여 각 설계점에서 마하수, 온도, 압력을 비롯한 열역학적 상태량을 계산하고 당량비에 따른 추력 및 연료소모율을 도출한다. Fig.
다음으로 계산된 열부하를 처리할 수 있는 흡열연료를 선정한다. 흡열반응을 통한 분해 및 열흡수 특성을 파악하고, 각부의 냉각소요량과 연료의 열흡수량의 열밸런스 분석을 수행한다. 위와 같은 열설계를 수행한 이후에는 해당 사항을 바탕으로 전체 시스템 해석, 구성품 선정 및 기본설계를 진행하게 된다[2].
대상 데이터
1절의 사이클 해석을 수행하여, 각 구간에서 운용 필요 추력을 만족하기 위한 연료소모율 및 당량비를 Table 4에서 나타내었다. 사용 연료는 안정성 (발화점), 점성, 가격 등의 고온 추진기관의 냉각제의 측면을 고려하여 선정 할 수 있다. 이때 기준이 되는 연료의 물성치를 Table 5에서 나타내었다.
10과 같다[5]. 해석조건은 이중램제트 엔진의 스크램제트 모드이고, 당량비 0.6, 벽온도 1,000 K로 동일하게 적용하였다. 순항속도, 연소기 침수면적, 연료소모율, 열유속은 해석모델 값을 비교모델 값으로 나누어 나타내었고, 열유속 비교결과 근사한 값을 나타내었다.
이론/모형
연소가 이뤄지지 않는 부분은 일반적인 내부 유로에서의 열전달 경험식을 통해서 계산을 수행하였고, 연소가 이뤄지는 부분은 Integral boundary layer method를 이용하여 내부 유동장의 대류열전달 계수를 구하고, 복사열전달량을 함께 고려하여 계산을 수행하였다. 계산을 위해 필요한 가스의 물성치는 CEA code를 이용하여 구하였다. 계산영역은 연소실과 노즐을 길이방향으로 특정간격에 따라 나누어 각각의 영역들을 위한 평균 무차원 직경과 평균 경사각도를 정의하고 그 값들은 주어진 영역에서는 변하지 않는 것으로 가정하여 계산을 수행하였다.
이때 기준이 되는 연료의 물성치를 Table 5에서 나타내었다. 본 논문에서는 JP-7을 사용하였다.
7과 같은 원추주위의 축대칭 3차원 초음속 유동 해석을 위한 구 좌표계를 설정한다. 원추주위의 충격파를 지난 초음속 유동장의 상태량을 계산하기 위하여, 속도, 압력변화에 대한 Taylor-Maccoll 방정식(Eq. 1-3)을 이용한다. 다음으로 연소기 모델을 해석하기 위하여 Fig.
성능/효과
11과 같다. 탑재된 연료의 흡열반응으로 흡수할 수 있는 열량이 비행체의 냉각소요량을 충족시키는 것을 확인할 수 있다.
후속연구
이를 이미 산출한 전체 시스템의 냉각 소요량과 비교하여 설계 요구조건을 만족시키는지를 확인하였다. 향후 과제로써, 본 열설계 결과를 바탕으로 전체 시스템 해석과 구성품 선정 및 기본설계를 진행하게 될 것이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
마하 3 이상의 고속 비행체에서 발생하는 문제점은?
마하 3 이상의 고속 비행체에서는 엔진 내부 및 기체 표면에서 강한 공력가열 문제가 발생한다. 이를 처리하기 위해서는 원활한 연료 공급 및 열부하 처리를 위한 적절한 냉각계통의 설계가 요구되며, 탑재된 흡열연료를 이용한 냉각 방식이 주로 사용된다.
적절한 냉각계통의 설계는 무엇을 의미하는가?
이를 처리하기 위해서는 원활한 연료 공급 및 열부하 처리를 위한 적절한 냉각계통의 설계가 요구되며, 탑재된 흡열연료를 이용한 냉각 방식이 주로 사용된다. 이는 고온, 고압의 대유량 연료분사가 가능해야 하며 또한 시스템이 작동 가능한 온도범위 내에 있도록 기체와 엔진의 고온 열제어를 위한 체계통합적인 설계가 고려되어야 한다. 이와 관련하여 미국 및 프랑스에서 개발 중인 탄화수소 연료 스크램제트 엔진에서 그 적용 사례를 확인할 수 있다[1,2].
고속비행체에서 주료 사용하는 냉각 방식은 무엇인가?
마하 3 이상의 고속 비행체에서는 엔진 내부 및 기체 표면에서 강한 공력가열 문제가 발생한다. 이를 처리하기 위해서는 원활한 연료 공급 및 열부하 처리를 위한 적절한 냉각계통의 설계가 요구되며, 탑재된 흡열연료를 이용한 냉각 방식이 주로 사용된다. 이는 고온, 고압의 대유량 연료분사가 가능해야 하며 또한 시스템이 작동 가능한 온도범위 내에 있도록 기체와 엔진의 고온 열제어를 위한 체계통합적인 설계가 고려되어야 한다.
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Lee, H.J., Park, J.B., Kwon, M.C., and Hwang, K.Y., "Study on a Conceptual Design Process of Fuel Supply Systems for High-Speed Vehicles," 2012 KSAS Fall Conference, pp. 2345-2351, 2012.
Choi, S.Y., Park, S.Y., Kim, E.S., Lee, Y.S., Jeong, H.S., and Park, J.B., "Analysis of Thermal Environment in Fuel Supply and Cooling System for High-Speed Vehicles," 2013 SASE Spring Conference, 2013.
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Maurice, L., Edwards T., and Griffiths, J., "Liquid Hydrocarbon Fuels for Hypersonic Propulsion," Collective, under the direction of Curran, E.T. and Murthy, S.N.B., Scramjet propulsion, AIAA progress in aeronautics and astronautics, volume 189, Chapter 12, 2000.
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