[논문]비행마하수와 형상에 따른 초음속 항공기 표면온도 변화

차종현; 김태환; 배지열; 김태일; 정대윤; 조형희

doi:10.9766/kimst.2014.17.4.463

비행마하수와 형상에 따른 초음속 항공기 표면온도 변화
Variation of Supersonic Aircraft Skin Temperature under Different Mach number and Structure 원문보기

韓國軍事科學技術學會誌 = Journal of the KIMST, v.17 no.4, 2014년, pp.463 - 470

차종현 (연세대학교 기계공학과) , 김태환 (연세대학교 기계공학과) , 배지열 (연세대학교 기계공학과) , 김태일 (연세대학교 기계공학과) , 정대윤 (국방과학연구소 제3기술연구본부) , 조형희 (연세대학교 기계공학과)

Abstract ▼ AI-Helper

Stealth technology of combat aircraft is most significant capability in recent air battlefield. As the detector of IR missiles is being developed, IR stealth capability which is evaluated by IR signature level become more important than it was in previous generation. Among IR signature of aircraft from various sources, aerodynamic heating dominates in long-wavelength IR spectrum of $8{\sim}12{\mu}m$. Skin temperature change by aerodynamic heating which is derived by effects of Mach number and structure. The 4th and 5th generation aircraft are selected for calculation of the skin temperature, and its height and velocity in numerical conditions are 10,000 m and Ma 0.9~1.9 respectively. Aircraft skin temperature is calculated by computing convection of fluid and conduction, convection and radiation of surface. As the aircraft accelerates to higher Mach number, maximum skin temperature increases more rapidly than average temperature and temperature distribution changes in more sharp, interactive ways. The 4th generation aircraft whose shape is more complex than that of the 5th generation aircraft have complicated temperature distribution. On the other hand, the 5th generation aircraft whose shape is relatively simple shows plain temperature distribution and lower skin temperature in terms of both average and maximum value.

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문제 정의

4세대 항공기의 경우 스텔스기술이 반영되지 않은 이유로 보다 복잡한 형상과 동체주변에 존재하는 많은 날카로운 부분으로 인해 표면격자와 파트의 수가 증가하였으나 항공기 전체크기가 보다 작아 체적격자의 수는 감소하였다. 공력가열이 많이 발생할 것으로 예상되는 항공기 레이돔, 캐노피 후단, 날개 전면부에 대한 밀도를 증가시켜 정확도를 향상시키고자 했다.
따라서 본 연구에서는 공력가열에 의한 적외선 방출량을 산출하기 위한 선행연구로써 비행마하수와 항공기형상이 공력가열에 의한 항공기 표면온도변화에 미치는 영향을 파악하고자 한다.
이를 위해 Ansys Fleunt와 Radthem IR 프로그램을 복합적으로 사용하였다. 또한 선정된 4세대 항공기와 5세대 항공기 두 가지 다른 형상의 항공기를 통해 표면 형상이 전체온도 분포에 미치는 영향에 대한 연구도 진행하였다. 비행마하수가 0.
본 연구에서는 초음속 항공기가 높은 마하수로 비행시 발생하는 공력가열에 따른 표면온도의 변화를 해석적으로 산출하였다. 이를 위해 Ansys Fleunt와 Radthem IR 프로그램을 복합적으로 사용하였다.

제안 방법

전투기의 경우 임무와 비행 시간에 따라 공대공, 공대지 무장과 연료탱크를 장착하고 임무에 투입된다. 그러나 본 연구에서는 유동해석에 적합하도록 CATIA프로그램을 통해 Fig. 2와 같이 외부장착물을 제거하고 원래 항공기 형상으로 단순화시키는 과정을 거쳤다.
834)를 적용하였다^[7]. 그리고 계산된 표면온도(Tskin)을 다시 Ansys Fleunt의 온도 조건으로 입력하여 다시 새로운 열전달계수와유동온도를 산출하였다. Fig.
두 가지 상용프로그램의 복합해석 검증과정은 실제 항공기의 노즈부분의 형상으로 진행하였다. 첫 단계로 Ansys Fluent에서 유동조건 Ma 1.
. 두 가지의 검증과정을 통해 첫째, 유동해석에 사용되는 난류모델과 해석조건에 대한 검증을 진행하였고, 둘째, 상용프로그램간의 복합해석에 대한 실효성여부를 검증하였다.
두 번째 단계에서는 단순화된 형상을 바탕으로 해석격자를 작성하였다. 격자생성프로그램은 ICEM CFD를 이용하였으며 그 결과 5세대 항공기의 경우 총 26개 파트 199,460개의 표면격자, 4,944,546개의 체적격자를 작성하였고, 4세대 항공기의 경우 총 40개 파트 230,946개의 표면격자, 4,316,108개의 체적격자를 작성하였다.
이렇게 급격하게 증가된 최고온도는 항공기 적외선 신호 증가에 많은 영향을 미치게 되고 적외선 탐지센서로부터의 회피에도 악영향을 미치게 된다. 또한 두 항공기를 비교하여 엔진의 개수, 엔진 흡입구의 위치, 꼬리날개의 위치 및 개수에 대한 차이점을 분석하여 각각의 형상의 장단점을 파악하였다. 공기흡입구가 동체 옆에 위치한 경우 정면부근에서 변화가 뚜렷하게 나타났고 동체아래 위치한 경우 측면부근에서 영향이 크게 발생하는 것을 알 수 있었다.
1% 이내의 일정한 값에 수렴하였다. 또한 초음속유동에서 특징적으로 나타나는 회복계수(Recovery factor)를 계산하였다. 회복계수는 초음속 유동장내에서 상승 가능한 온도와 실제 상승온도의 비율로 나타내며 Prandtl 수의 함수로 표현된다.
마지막 단계로 대류열전달 분석을 위한 유동해석과 전도, 복사열전달 해석을 두 가지 상용프로그램을 사용하여 계산하였다. 유동해석에 사용된 프로그램은 Ansys Fluent v14.
유동해석에 사용된 난류모델 및 유동조건에 대한 검증과 상용프로그램간 복합해석에 대한 검증을 진행하였다. 유동해석에 대한 검증을 초음속 유동에 노출된 쐐기형에 의한 표면 열전달 계수를 도출한 실험결과와의 검증을 수행하였다^[6]. 유동 속도 Mach 3, 핀의 각도 16°의 경우, 해석결과 핀의 끝단에서 86.
본 연구에 선행하여 연구과정에 대한 검증은 크게 두 가지로 진행하였다. 유동해석에 사용된 난류모델 및 유동조건에 대한 검증과 상용프로그램간 복합해석에 대한 검증을 진행하였다. 유동해석에 대한 검증을 초음속 유동에 노출된 쐐기형에 의한 표면 열전달 계수를 도출한 실험결과와의 검증을 수행하였다^[6].
두 가지 항공기가 동일한 조건에서 유동해석을 진행한 결과 표면에서의 열전달계수(h)와 유동온도(Tfluid)를 얻을 수 있다. 이 결과 값을 이용하여 Radtherm IR에서의 전도, 복사열전달을 해석하였다. RadthermIR은 유한차분법(Finite Difference Method)을 이용하여 비정상 상태의 3차원 열전달을 고려하여 표면온도를 예측하고, 예측된 표면온도를 토대로 IR 신호를 예측할 수 있는 프로그램이다.
이 결과값을 Radtherm IR에 입력하고 해석조건은 표면재질의 경우 항공기에 광범위하게 사용되는 5mm두께의 Alloy-2024(k = 177W/mK)를 이용하였으며 표면의 회색의 군용페인트(ε = 0.568～0.834)를 적용하였다[7].
이 과정에서 표면온도(Tskin)을 산출할 수 있고 이를 다시 유동해석의 초기온도 조건으로 입력하여 새로운 열전달 계수(hnew)와 유동온도(Tfluid, new)를 계산할 수 있다. 이러한 과정을 3회 반복하여 수렴한 최종적인 초음속 항공기 표면온도를 산출하였다.
이러한 단점을 보완하기 위해 센서들의 탐지범위가 표면온도 300K 부근에서 발생하는 8～12μm 영역대로 변화, 확대되어 적기로부터 모든 방향에서 발사가 가능하도록 발전하였다.
본 연구에서는 초음속 항공기가 높은 마하수로 비행시 발생하는 공력가열에 따른 표면온도의 변화를 해석적으로 산출하였다. 이를 위해 Ansys Fleunt와 Radthem IR 프로그램을 복합적으로 사용하였다. 또한 선정된 4세대 항공기와 5세대 항공기 두 가지 다른 형상의 항공기를 통해 표면 형상이 전체온도 분포에 미치는 영향에 대한 연구도 진행하였다.
두 가지 상용프로그램의 복합해석 검증과정은 실제 항공기의 노즈부분의 형상으로 진행하였다. 첫 단계로 Ansys Fluent에서 유동조건 Ma 1.5, 고도 10000m에서의 열전달계수(h)와 유동온도(Tfluid)를 산출하였다. 이 결과값을 Radtherm IR에 입력하고 해석조건은 표면재질의 경우 항공기에 광범위하게 사용되는 5mm두께의 Alloy-2024(k = 177W/mK)를 이용하였으며 표면의 회색의 군용페인트(ε = 0.

대상 데이터

첫 단계는 항공기를 선정하고 형상파일을 획득하여 해석에 적합하도록 수정하는 과정이다. 연구에 사용한 항공기는 가장 많은 국가에서 광범위하게 운용 중인 4세대 항공기와, 5세대 항공기를 각각 1종 선정하였다. 전투기의 경우 임무와 비행 시간에 따라 공대공, 공대지 무장과 연료탱크를 장착하고 임무에 투입된다.

이론/모형

RadthermIR은 유한차분법(Finite Difference Method)을 이용하여 비정상 상태의 3차원 열전달을 고려하여 표면온도를 예측하고, 예측된 표면온도를 토대로 IR 신호를 예측할 수 있는 프로그램이다. 3차원 열전달 계산시 Crank-Nicolson 방법을 기본으로 modified Gauss-Seidel 기법을 통해 반복계산을 수행한다. 구체적으로 해석 물체의 면과 면 사이, 면과 태양으로부터의 복사열전달, 격자의 수직, 수평방향으로의 전도열전달을 포함한다.
대류열전달의 경우는 간단하게는 표면의 열전달계수를 입력하거나 1차원 유동을 가정한 식으로부터 도출된 열전달계수를 사용하는 방법부터 CFD를 통해 도출된 열전달계수를 이용하는 방법을 적용할 수 있다. 본 연구에서는 가장 정밀하게 대류열전달을 예측할 수 있는 기법인 CFD를 통한 대류열전달계수 입력방법을 적용하였다. 이 과정에서 표면온도(Tskin)을 산출할 수 있고 이를 다시 유동해석의 초기온도 조건으로 입력하여 새로운 열전달 계수(hnew)와 유동온도(Tfluid, new)를 계산할 수 있다.
마지막 단계로 대류열전달 분석을 위한 유동해석과 전도, 복사열전달 해석을 두 가지 상용프로그램을 사용하여 계산하였다. 유동해석에 사용된 프로그램은 Ansys Fluent v14.5이며, 난류모델은 k-w SST를 사용하였다. 두 가지 항공기가 동일한 조건에서 유동해석을 진행한 결과 표면에서의 열전달계수(h)와 유동온도(Tfluid)를 얻을 수 있다.

성능/효과

두 번째 단계에서는 단순화된 형상을 바탕으로 해석격자를 작성하였다. 격자생성프로그램은 ICEM CFD를 이용하였으며 그 결과 5세대 항공기의 경우 총 26개 파트 199,460개의 표면격자, 4,944,546개의 체적격자를 작성하였고, 4세대 항공기의 경우 총 40개 파트 230,946개의 표면격자, 4,316,108개의 체적격자를 작성하였다. 4세대 항공기의 경우 스텔스기술이 반영되지 않은 이유로 보다 복잡한 형상과 동체주변에 존재하는 많은 날카로운 부분으로 인해 표면격자와 파트의 수가 증가하였으나 항공기 전체크기가 보다 작아 체적격자의 수는 감소하였다.
5이며, 난류모델은 k-w SST를 사용하였다. 두 가지 항공기가 동일한 조건에서 유동해석을 진행한 결과 표면에서의 열전달계수(h)와 유동온도(Tfluid)를 얻을 수 있다. 이 결과 값을 이용하여 Radtherm IR에서의 전도, 복사열전달을 해석하였다.
9에서 거의 가열이 일어나지 않은 상태에서 속도가 증가할수록 충격파의 전/후면으로 급격한 온도변화를 나타내고 동시에 공력가열이 많이 발생한 위치에서 높은 온도를 나타낸다. 두 항공기 공통적으로 항공기 노즈 끝, 캐노피 전단, 주날개와 보조날개의 전면에서 공력가열의 효과가 나타났다.
9까지 증가함에 따라 노즈끝, 캐노피 전/후단, 날개 전면에서 충격파가 발생하고 이러한 충격파들의 상호 간섭효과로 인한 급격한 압력 및 온도변화가 항공기 표면에 나타남을 가시적으로 확인할 수 있었다. 또한 마하수가 증가함에 따른 충격파의 각도변화에 의한 영향도 확인할 수 있었다. 최종 산출된 표면온도를 바탕으로 정면에서의 온도를 분석한 평균온도는 16% 증가하였고 최고온도는 48% 증가하였다.
또한 선정된 4세대 항공기와 5세대 항공기 두 가지 다른 형상의 항공기를 통해 표면 형상이 전체온도 분포에 미치는 영향에 대한 연구도 진행하였다. 비행마하수가 0.9에서 1.9까지 증가함에 따라 노즈끝, 캐노피 전/후단, 날개 전면에서 충격파가 발생하고 이러한 충격파들의 상호 간섭효과로 인한 급격한 압력 및 온도변화가 항공기 표면에 나타남을 가시적으로 확인할 수 있었다. 또한 마하수가 증가함에 따른 충격파의 각도변화에 의한 영향도 확인할 수 있었다.
유동 속도 Mach 3, 핀의 각도 16°의 경우, 해석결과 핀의 끝단에서 86.4cm 떨어진 부분에서의 Stanton 수 비율을 가지고 비교했을시 최고값은 3으로 일치하였으며, 최고값의 위치도 26° 부근에서 발생하여 실제 실험값과 유사한 패턴을 확인하였다.
또한 마하수가 증가함에 따른 충격파의 각도변화에 의한 영향도 확인할 수 있었다. 최종 산출된 표면온도를 바탕으로 정면에서의 온도를 분석한 평균온도는 16% 증가하였고 최고온도는 48% 증가하였다. 이렇게 급격하게 증가된 최고온도는 항공기 적외선 신호 증가에 많은 영향을 미치게 되고 적외선 탐지센서로부터의 회피에도 악영향을 미치게 된다.

후속연구

본 연구에서 사용된 두 가지 프로그램의 복합해석 방법을 바탕으로 차후 더욱 다양한 비행조건과 다른 형상의 항공기들을 대상으로 연구가 가능하고, 산출된 표면온도 결과는 공력가열에 의한 항공기 적외선 신호 분석의 데이터로 사용할 수 있다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	스텔스 기술은 기술별로 어떻게 나눠지는가?	그러나 5세대 항공기가 개발되고 작전에 투입되면서 스텔스 성능이 가장 중요한 능력으로 평가받고 있다. 이러한 스텔스 기술은 분야별로 레이더, 적외선, 음향, 가시스텔스로 나누어진다[1]. 이 중 레이더와 적외선 스텔스 기술이 초음속 항공기에 주로 적용되는 분야이며 이미 스텔스 항공기의 개발이 완료됨에 따라 레이더 스텔스 기술은 많은 발전을 이루었다.
	현대의 항공 전력은 무엇으로 운용되고 있는가?	과거와 달리 현대전에서 초음속 항공기의 역할은 전쟁의 승패를 좌우할 만큼 중요해졌다. 현대의 항공 전력은 탄생 초기의 육군을 지원하는 작전적 역할에서 벗어나 전술적인 무기체계로 운용되고 있다. 이러한 공군력의 핵심전력인 초음속 항공기의 경우 그동안 공중기동성, 전투행동반경, 무장탑재력, 정밀투하능력 등으로 성능을 평가받아 왔다.
	발생요인에 따른 항공기 적외선 신호 6 가지는?	적외선 유도무기의 탐지 목표가 되는 항공기 적외선 신호는 그 발생요인에 따라 6가지로 나누어진다[2]. 먼저 항공기가 비행하는 주변 환경에 의해 결정되는 태양복사, 지구복사, 대기복사에너지의 영향으로 발생 되는 신호가 존재한다. 이는 항공기가 비행하는 계절, 시간, 고도 등에 의해 결정된다. 그리고 항공기 구조적 영향이나 엔진작동시에 발생되는 신호로 엔진 배기 풀룸과 고온으로 작동하는 엔진주변부에서 발생하는 신호 그리고 고속으로 비행시 발생하는 공력가열에 의해 발생하는 신호가 있다.

참고문헌 (9)

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K. J. Yi, "Prediction of the Rear Fuselage Temperature with Radiation Shield," World Academy of Science, Engineering and Technology, Vol. 59, 2011.
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S. Y. An, "A Study on the Effect of Engine Nozzle Configuration on the Plume IR Signature," Journal of the Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 40, No. 8, pp. 688-694, 2012.

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Y. Lee, "Heat Transfer Measurement and Computational of Swept Backb Wave/Boundary Layer Interactions," AIAA Journal, Vol. 32, No. 4, pp. 721 -734, 1994.
Radtherm IR 10.4 Manual, ThermoAnalytics, 2012.
L. M. Mack, "An Experimental Investiogation of the Temperature Recovery Factor," California Insitution of Technology, Report No. 20-80, p. 8, 1954.
J. John, T, Keith, "Gas Dynamics," Pearson, p. 638, 2006.

저자의 다른 논문 :

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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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