CFD 해석 기반 종축기동 초음속 비행체의 옆미끄럼각에 따른 흡입구 안정성 분석 Investigation of the Intake Stability of Bank-to-Turn Supersonic Missile under Sideslip Angle Based on CFD Analysis원문보기
박정우
(Advanced Propulsion Technology Center, Agency for Defence Development)
,
박익수
(Advanced Propulsion Technology Center, Agency for Defence Development)
,
진상욱
(Advanced Propulsion Technology Center, Agency for Defence Development)
,
박근홍
(Ant-ship Missile Systems Department, Agency for Defence Development)
,
황기영
(Advanced Propulsion Technology Center, Agency for Defence Development)
본 논문은 옆미끄럼각에 따른 초음속 흡입구 버즈마진의 영향도에 대해 분석하였다. 버즈마진은 비행체 종축면에서 획득한 측정 물리량 기반으로 제어 명령을 산출하는 제어기에 의해 안정화 된다고 가정하였다. 해당 분석은 3차원 CFD를 통해 획득한 결과를 기반으로 수행되었으며, 3차원 CFD 해석 데이터는 종축면의 센서 측정 물리량을 모사하기 위해 사용되었다. 종축면 측정치 기반의 제어시스템에서는 기대하지 않은 횡방향 유동 섭동이 총 받음각의 증가의 결과로 나타나며, 이는 엔진 흡입구 성능의 감소를 의미한다. 결과적으로, 제어 안정성 또한 줄어들게 되어 보다 큰 제어 마진이 요구됨을 확인할 수 있었다.
본 논문은 옆미끄럼각에 따른 초음속 흡입구 버즈마진의 영향도에 대해 분석하였다. 버즈마진은 비행체 종축면에서 획득한 측정 물리량 기반으로 제어 명령을 산출하는 제어기에 의해 안정화 된다고 가정하였다. 해당 분석은 3차원 CFD를 통해 획득한 결과를 기반으로 수행되었으며, 3차원 CFD 해석 데이터는 종축면의 센서 측정 물리량을 모사하기 위해 사용되었다. 종축면 측정치 기반의 제어시스템에서는 기대하지 않은 횡방향 유동 섭동이 총 받음각의 증가의 결과로 나타나며, 이는 엔진 흡입구 성능의 감소를 의미한다. 결과적으로, 제어 안정성 또한 줄어들게 되어 보다 큰 제어 마진이 요구됨을 확인할 수 있었다.
This paper analyzes the effects of sideslip angle(SA) on the buzz margin of supersonic intake. The buzz margin is assumed to be stabilized by a controller which generates command depending only on the longitudinal sensor measurements. The analysis is performed based on three dimensional CFD results ...
This paper analyzes the effects of sideslip angle(SA) on the buzz margin of supersonic intake. The buzz margin is assumed to be stabilized by a controller which generates command depending only on the longitudinal sensor measurements. The analysis is performed based on three dimensional CFD results with which the sensor measurements can be simulated. In such a control system based on the longitudinal measurements, unexpected lateral flow perturbation results in the increase in the total angle of attack(TAoA), that causes the degradation of the engine intake performance. As a consequence, it is shown that the control stability is reduced such that additional control margin needs to be secured.
This paper analyzes the effects of sideslip angle(SA) on the buzz margin of supersonic intake. The buzz margin is assumed to be stabilized by a controller which generates command depending only on the longitudinal sensor measurements. The analysis is performed based on three dimensional CFD results with which the sensor measurements can be simulated. In such a control system based on the longitudinal measurements, unexpected lateral flow perturbation results in the increase in the total angle of attack(TAoA), that causes the degradation of the engine intake performance. As a consequence, it is shown that the control stability is reduced such that additional control margin needs to be secured.
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문제 정의
또한 기동과 무관하게 대기 외란에 의해서도 옆미끄럼각이 발생할수 있다. 따라서 본 절에서는 고정된 비행 마하수 및 받음각 조건에서 옆미끄럼각 정도에 따른 버즈마진의 영향을 분석하고, 옆미끄럼각에 대한 제어 허용 여유를 산출하고자 한다.
본 연구에서는 이러한 연구의 일환으로 초음속 엔진의 종축기동을 중심으로 설계한 제어기의 옆미끄럼각(SA) 발생에 따른 성능 저하 요인을 분석하고 이를 정량화하여 제어 시스템이 고려해야하는 여유를 판단하고자 한다. 옆미끄럼각 영향도를 계산하기 위해서는 옆미끄럼각에 따른 흡입구 유동 변화와 제어 시스템을 연계한 연구 결과를 도출할 필요성 있는데, 이를 위해 비행정보 획득시스템을 모의하기 위하여 3차원 전산유체해석(CFD, Computational Fluid Dynamics)을 수행하였다.
가설 설정
계산은 옆미끄럼각 1~3°가 발생했을 경우에 대해 수행 하였고, 수치 계산에서 제어 시스템은 버즈마진 10% 제어 안정화를 유지한다고 가정하였다.
본 논문에서는 비행 마하수 및 받음각에 따른 최대 전압력 회복율이 유동 진입각에 상관없이 동일한 총 받음각에 대해서 항상 같은 값을 가진다고 가정하였다. 이는 동축형 흡입구가 대칭 구조이므로 타당성을 갖는다.
본 연구에 사용한 버즈마진 제어기의 구조는 초음속 비행체가 종축기동 중심의 비행을 한다는 가정 하에 설계되었다. 비행체가 종축 기동만 한다고 가정하면, 흡입구 유동은 종축방향을 기준으로 대칭이라 가정할 수 있다.
본 연구에서 고려하는 제어 시스템은 횡축 유동 물리량에 대한 관측 가능성(Observability)이 없으며 따라서 옆미끄럼각 발생 이전과 동일한 마하수 및 받음각을 추정하고 있다면 옆미끄럼각 발생 이전의 전압력을 유지할 것이다. 결과적으로 실제 제어되는 버즈마진은 제어 목표 값보다 작을 것으로 예상된다.
본 연구에 사용한 버즈마진 제어기의 구조는 초음속 비행체가 종축기동 중심의 비행을 한다는 가정 하에 설계되었다. 비행체가 종축 기동만 한다고 가정하면, 흡입구 유동은 종축방향을 기준으로 대칭이라 가정할 수 있다. 이에 따라 흡입구 성능 해석이 용의하고, 제어 관점에서 횡축 기동을 포함한 제어로직의 구현을 위해 복잡한 센서 및 주변장치의 소요와 제어로직 자체의 복잡성을 줄일 수 있는 장점이 있다.
제안 방법
버즈마진 영향도는 Table 2의 계산 조건에서와 같이 마하수 2.0~3.0, 받음각 0~7° 범위 내의 각각의 비행 조건에서 옆미끄럼각 발생에 따른 엔진 흡입구 제어 성능을 계산함으로써 버즈마진으로의 오차 전파특성을 분석하였다.
시뮬레이션을 위해 사용한 버즈마진 제어기법은 Fig. 2와 같이 비행 마하수 및 받음각을 계획 변수로 하여 전압력 회복율을 제어한다. 제어기는 Fig.
옆미끄럼각 발생 조건에서의 마하수 및 받음각 추정기의 성능을 모의하기 위한 데이터를 획득하기 위하여 전산유체해석을 수행하였다. 해석은 비행 마하수, 받음각 그리고 옆미끄럼각의 결합된 많은 조건에 대해 수행해야 하는데 계산량을 줄이기 위하여 다음과 같이 두 가지 방법을 사용하였다.
본 연구에서는 이러한 연구의 일환으로 초음속 엔진의 종축기동을 중심으로 설계한 제어기의 옆미끄럼각(SA) 발생에 따른 성능 저하 요인을 분석하고 이를 정량화하여 제어 시스템이 고려해야하는 여유를 판단하고자 한다. 옆미끄럼각 영향도를 계산하기 위해서는 옆미끄럼각에 따른 흡입구 유동 변화와 제어 시스템을 연계한 연구 결과를 도출할 필요성 있는데, 이를 위해 비행정보 획득시스템을 모의하기 위하여 3차원 전산유체해석(CFD, Computational Fluid Dynamics)을 수행하였다. 이어 옆미끄럼각이 있는 비행조건에서 종축방향으로 위치한 비행정보 획득시스템의 오차 전파특성을 분석하였고, 전파된 오차가 버즈마진 제어기의 제어성능에 미치는 영향도를 분석하였다.
옆미끄럼각 영향도를 계산하기 위해서는 옆미끄럼각에 따른 흡입구 유동 변화와 제어 시스템을 연계한 연구 결과를 도출할 필요성 있는데, 이를 위해 비행정보 획득시스템을 모의하기 위하여 3차원 전산유체해석(CFD, Computational Fluid Dynamics)을 수행하였다. 이어 옆미끄럼각이 있는 비행조건에서 종축방향으로 위치한 비행정보 획득시스템의 오차 전파특성을 분석하였고, 전파된 오차가 버즈마진 제어기의 제어성능에 미치는 영향도를 분석하였다.
초음속 엔진 비행체의 종축기동을 가정하여 구현된 엔진 흡입구 성능 제어 구조를 이용하여, 횡축 섭동에 따른 흡입구 안정성 영향도를 분석하였다. 옆미끄럼각 발생은 총 받음각을 변화시켜 흡입구 성능변화를 야기하였고, 비행정보 추정은 전압력 측정 면과 총 받음각 생성 면이 불일치하게 되어 옆미끄럼각 1°에 따라 약 1.
흡입구 성능은 흡입유량, 전압력 회복율(공기 압축비) 그리고 공기의 균질도와 같은 유동버즈 마진 제어 관점에서 문제를 다루기 때문에 전압력 회복율을 관심 변수로 선정하였다.
대상 데이터
램제트 엔진은 초음속 비행 도중 공기 흡입구의 램 압축을 이용하여 압축된 공기를 획득한다. 공기 압축 과정에서 필연적으로 동반되는 충격파를 통하여 흡입 공기를 아음속 유동으로 감속하여 연소에 활용하게 된다.
이 방법은 해석을 통해 프로브 압력 포획부와 동일한 위치에서 전압력과 마하수를 획득한 후 수직 충격파 관계식에 의해 프로브 측정값을 계산하는 방법이다. 이어 Fig. 5와 같이 하나의 마하수 조건에 대해 여러 조건의 받음각만을 해석하고 다른 옆미끄럼각 해석조건은 그림에서 경사각(Inclination angle)만큼 회전한 위치에서 데이터를 축출함으로써 옆미끄럼각기동에서의 프로브 출력 데이터를 획득하였다. 이러한 방법을 적용하여 해석을 수행하면 옆미끄럼각 조건에 대해서는 해석을 수행할 필요가 없게 되므로 마하수 및 받음각 조건에 대해 수행하면 된다.
전산유체해석에 사용된 격자는 127,872개의 육면체 정렬 격자로 구성되어 있으며, 상용 격자 생성 프로그램인 ICEM-CFD를 이용하여 생성하였다. 격자 형상은 Fig.
총 해석조건은 데이터의 비선형성과 마하수 및 받음각의 추정 정확도를 고려하여 Table 1의 해석 범위에 대하여 각각 0.1 그리고 1.0° 단위로 분할하여 총 110의 해석을 수행하였다.
해석에 사용한 동축형 램제트 엔진의 흡입구는 Fig. 1과 같은 구조를 가지는데, 흡입 공기는 다수의 외부 경사 충격파를 지나 최종적으로 수직 충격파를 거쳐 아음속 유동으로 압축된다. 그림에서 흡입구의 기하학적 형상과 유동장 특성을 고려하여 몇 개의 구간으로 나눌 수 있는데, 점 0~3는 각각 자유흐름, 흡입구 카울링, 수직 충격파 직전 유동장 및 수직 충격파 후단 유동장을 구분하는 경계가 된다.
데이터처리
Pressure Far-Field로 정의된 자유흐름 영역은 초음속 유동조건이므로 충격파가 형상을 고려하여 설정하였으며, 콘 형상에 대해서는 벽면 조건을 주었다. 해석은 상용 유동해석 프로그램인 ANSYS R13을 이용하였다. 정상상태 Density based code에 시간 차분은 implicit 방법으로 CFL no.
이론/모형
벽면 함수를 적용한 realized k-ε 난류 모델을 활용하였으며, 격자 조밀도는 해석 유동조건에 대해 y+값이 10이 하가 되도록 하였다.
비행체와 유동의 관계에 의해 나타나는 받음각, 옆미끄럼각 그리고 총 받음각(TAoA)의 정의는 동체좌표계로 정의된 유동속도 u, v, w의 함 수이며 참고문헌[6]의 정의를 따랐다. 아울러 전산유체 해석을 위해 Fig.
해석은 상용 유동해석 프로그램인 ANSYS R13을 이용하였다. 정상상태 Density based code에 시간 차분은 implicit 방법으로 CFL no. 1으로 두고, Flux는 Roe-FDS scheme을, 공간차분은 2nd Order upwind scheme을 적용하였다. 벽면 함수를 적용한 realized k-ε 난류 모델을 활용하였으며, 격자 조밀도는 해석 유동조건에 대해 y+값이 10이 하가 되도록 하였다.
성능/효과
본 연구에서 고려하는 제어 시스템은 횡축 유동 물리량에 대한 관측 가능성(Observability)이 없으며 따라서 옆미끄럼각 발생 이전과 동일한 마하수 및 받음각을 추정하고 있다면 옆미끄럼각 발생 이전의 전압력을 유지할 것이다. 결과적으로 실제 제어되는 버즈마진은 제어 목표 값보다 작을 것으로 예상된다. 실제 옆미끄럼각 발생에 따른 마하수 및 받음각 추정오차(Eq.
따라서 옆미끄럼각 발생에 따른 버즈마진 경향은 대략 –1.1%/1°의 민감도를 가지는 것으로 확인되었다.
결과에서 콘 경사부 측정 전압력은 바람이 불어오는 방향(Windward)에서 최대가 되며 바람이 흘러가는 방향(Leeward)에서는 최소가 된다. 받음각이 커질수록 그 결과가 전반적으로 삼각 함수 참조선과 멀어졌으며, 반면 마하수가 커짐에 따라 받음각에 따른 영향이 줄어들었다. (단, 받음각 0°일 경우 Φm에 관계없이 1로 정의).
결과적으로 실제 제어되는 버즈마진은 제어 목표 값보다 작을 것으로 예상된다. 실제 옆미끄럼각 발생에 따른 마하수 및 받음각 추정오차(Eq. 6)에 대한 결과는 Fig. 10과 같은데, 결과를 통해 추정기는 마하수 추정에서 받음각에 의존적인 성능을 보이고 있으며 받음각 추정에 있어서는 마하수가 작고 받음각이 큰 영역일수록 실제 받음 각을 과소 추정하고 있음을 확인할 수 있었다.
벽면 함수를 적용한 realized k-ε 난류 모델을 활용하였으며, 격자 조밀도는 해석 유동조건에 대해 y+값이 10이 하가 되도록 하였다. 질량, 운동량(동축 방향 속도), 에너지, 난류의 운동, 소산량의 Residual이 10-4에 도달하면 수렴한 것으로 판단하였다.
최종적으로 횡축 섭동에 대한 엔진 흡입구 안정성은 옆미끄럼각 1° 발생의 경우 최대 1.05%, 옆미끄럼각 2°에서 최대 2.35%, 옆미끄럼각 3°의 결과에서는 3.25%의 버즈마진 감소가 예상된다.
한편, 전산유체해석 결과의 간접적 검증을 위해 conically symmetric 유동인 Taylor - Maccoll flow[8] 해석 결과와의 비교를 수행하였으며(Fig. 9), 그 결과 3.54% 이내의 차이를 보여 전산유체 해서결과의 타당성을 확인할 수 있었다.
후속연구
결과적으로 횡축 유동섭동은 마하수 및 받음각 추정치 모두에 영향을 끼치게 되며, 추정오차에 따른 제어 목표 성능 오차가 최종 제어 오차로 나타나게 될 것이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
램제트 엔진의 공기 흡입구의 성능 저하는 어떻게 발생하는가?
램제트 엔진의 공기 흡입구는 일반적으로 비행 마하수 및 받음각이 변화함에 따라 흡입 공기유량 감소 및 유동박리와 같은 현상으로 성능이 저하된다. 더구나 흡입구는 초음속 및 아음속의 복합된 유동장이 존재하며 특히 비행 조건이 변함에 따른 충격파 구조변화, 유동박리에 의한 불균일한 유동 그리고 버즈 발생과 같은 현상이 발생하기 쉽다.
램제트 엔진는 어떻게 압축된 공기를 획득하는가?
램제트 엔진은 초음속 비행 도중 공기 흡입구의 램 압축을 이용하여 압축된 공기를 획득한다. 공기 압축 과정에서 필연적으로 동반되는 충격파를 통하여 흡입 공기를 아음속 유동으로 감속 하여 연소에 활용하게 된다.
전압력 회복율(공기 압축비)의 정의는?
전압력 회복율은 자유흐름 전압력 대비 수직 충격파 후단 유동장의 전압력 비율로 정의하였으며, 최대 전압력 회복율(Eq. 1) 대비 임의의 운용 조건 하에서의 전압력 회복율을 이용하여 버즈로부터의 안전한 정도를 의미하는 Eq.
참고문헌 (8)
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Park, J.W., Park, I.S., Seo, B.G., Sung, H. G., Ananthkrishinan, N. and Tahk, M. J., "Optimal Terminal Shock Position under Disturbances for Ramjet Supercritical Operation," Journal of Propulsion and Power, Vol. 29, No. 1, pp. 238-248, 2013.
Hurrell, H.G., "Analysis of Shock Motion in Ducts During Disturbances in Downstream Pressure," NACA TN-4090, 1957.
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Peter H. Zipfel, "Modeling and Simulation of Aerospace Vehicle Dynamics 2nd edition," AIAA Education Series, 2007.
Park, J.W., Sung, H.G. and Tahk, M.J., "Trajectory Optimization of Supersonic Vehicle and its Application," KSPE Spring Conference, pp. 411-413, 2009.
Schwartz, L.W., "On the Analytic Structure of the Taylor-Maccoll Conical-Flow Solution," Journal of Applied Mathematics and Physics, Vol. 26, pp. 407-414, 1975.
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