대부분의 항공우주 추진은 정압 Brayton 사이클에 기초하고 있으나 성능 향상을 위한 압력비 증가는 기계적 한계에 직면하고 있다. 지난 십여 년간 고속 추진에 적합한 연소방식으로 기대 받은 데토네이션 추진이, 최근에는 추진기관과 동력 장치의 열효율을 획기적으로 증대시켜 줄 수 있는 "game-changer"로 연구되고 있다. 즉, 데토네이션 파에 수반하는 강한 충격파의 압축 효과는 기존의 압축 방식에서 얻기 힘든 열효율을 증가시키는 것으로 여겨진다. 본 논문에서는 펄스데토네이션엔진의 최신 기술 동향과 더불어 정적연소에 기초한 압력증가연소 체계의 연구 동향에 대하여 소개할 것이다.
대부분의 항공우주 추진은 정압 Brayton 사이클에 기초하고 있으나 성능 향상을 위한 압력비 증가는 기계적 한계에 직면하고 있다. 지난 십여 년간 고속 추진에 적합한 연소방식으로 기대 받은 데토네이션 추진이, 최근에는 추진기관과 동력 장치의 열효율을 획기적으로 증대시켜 줄 수 있는 "game-changer"로 연구되고 있다. 즉, 데토네이션 파에 수반하는 강한 충격파의 압축 효과는 기존의 압축 방식에서 얻기 힘든 열효율을 증가시키는 것으로 여겨진다. 본 논문에서는 펄스데토네이션엔진의 최신 기술 동향과 더불어 정적연소에 기초한 압력증가연소 체계의 연구 동향에 대하여 소개할 것이다.
Most of the aerospace propulsion is based on the Brayton cycle, in which the combustion is held through the constant pressure process, but further improvement of performance by increasing compression ratio is challenged by mechanical limits. Detonation propulsions, regarded promising for high-speed ...
Most of the aerospace propulsion is based on the Brayton cycle, in which the combustion is held through the constant pressure process, but further improvement of performance by increasing compression ratio is challenged by mechanical limits. Detonation propulsions, regarded promising for high-speed propulsion for a lase decade, is more rigorously studied in these days as a game-changer for the improvement of thermodynamic efficiency of propulsion and power generation systems. Since, the additional compression by the strong shock of the detonation wave is considered increasing thermodynamics efficiency that is hardly achievable by the conventional compression systems. Present paper will give an introduction the latest technical trends on the Pulse Detonation Engines(PDEs) and the activities on the Pressure Gain Combustion (PGC) based on Constant Volume Combustion (CVC).
Most of the aerospace propulsion is based on the Brayton cycle, in which the combustion is held through the constant pressure process, but further improvement of performance by increasing compression ratio is challenged by mechanical limits. Detonation propulsions, regarded promising for high-speed propulsion for a lase decade, is more rigorously studied in these days as a game-changer for the improvement of thermodynamic efficiency of propulsion and power generation systems. Since, the additional compression by the strong shock of the detonation wave is considered increasing thermodynamics efficiency that is hardly achievable by the conventional compression systems. Present paper will give an introduction the latest technical trends on the Pulse Detonation Engines(PDEs) and the activities on the Pressure Gain Combustion (PGC) based on Constant Volume Combustion (CVC).
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문제 정의
PDE와 같은 CVC 사이클 엔진은 극초음속 영역에서 램제트 엔진보다 높은 비추력을 가지며, 터빈과 같은 고온 회전 부품이 필수적이지 않기 때문에 극초음속 환경에서의 작동에도 문제가 없다. 데토네이션 연소 방식을 이용하여 추진기관의 효율을 증가 시키고자 하는 연구로는 PDE 이외에도 RDE, Wave Rotor 등이 연구되고 있지만, 본 논문에서는 가장 TRL (Technology Readiness Level) 수준이 높은 것으로 여겨지고 있는 PDE에 한정하여 추진 기관에 대한 소개와 최근 연구 동향을 소개하고자 한다. 아울러 전세계적으로 진행되고 있는 PGC 연구 및 가스터빈 및 로켓 엔진과의 체계 통합 연구 동향에 대해 논의가 다루어 질 것이다.
지난 수년간 PDE를 PGC 방식 가스터빈의 연소기로 이용하고자 하는 여러 노력들이 있었으므로 본 논문에서 이에 대하여 소개하고자 한다. 데토네이션을 이용하는 추진기관 및 PGC연소 방식으로써 RDE에 대한 연구가 최근 수년간 진척되고 있으나, 지면 관계로 이에 대한 소개는 별도의 논문으로 다루고자 한다.
하지만 DARPA의 Vulcan 프로그램은 2010년도부터 2단계로 전환되면서 연구 목표를 높은 개발 비용과 위험부담이 따르는 항공용 엔진 개발에서 발전 및 동력 생산 분야에서 실용성을 얻어내는 방향으로 목표를 수정하였다[24]. 따라서 2단계에서는 함정용 가스터빈 엔진에 PGC 또는 CVC 사이클 엔진을 도입하여 연료비를 상당 수준 절감하는 것을 목표로 설정하였다. 이러한 목표 수정은 현재의 TRL 수준에 비추어 볼 때 항공용 엔진 개발보다 현실적으로 가능성이 더욱 높기 때문에 수정한 것으로 여겨진다.
따라서 DDT 과정에 대한 이해와 함께 Shchelkin spiral과 같이 DDT 가속장치에 대한 연구도 고주파로 작동하는 PDE 개발의 주요 연구과제이다.
본 연구에서는 데토네이션 현상을 추진기관에 효과적으로 이용하기 위한 방법으로써, 국내에서는 많은 연구가 이루어지지 않은 PDE와 PGC의 개념 및 이론 성능 특징에 대하여 소개하고, 최근에 진행된 PDE 활용 추진기관 연구들에 대하여 소개하였다. 지면 관계로 점화, 공급 계통, 노즐 등 PDE의 요소기술에 대한 내용 및 RDE 등 새로운 개념의 데토네이션 추진기관에 대한 내용은 별도의 기회를 통하여 소개하고자 한다.
데토네이션 연소 방식을 이용하여 추진기관의 효율을 증가 시키고자 하는 연구로는 PDE 이외에도 RDE, Wave Rotor 등이 연구되고 있지만, 본 논문에서는 가장 TRL (Technology Readiness Level) 수준이 높은 것으로 여겨지고 있는 PDE에 한정하여 추진 기관에 대한 소개와 최근 연구 동향을 소개하고자 한다. 아울러 전세계적으로 진행되고 있는 PGC 연구 및 가스터빈 및 로켓 엔진과의 체계 통합 연구 동향에 대해 논의가 다루어 질 것이다.
초기 연구는 정상 상태에서 정압 연소-터빈 엔진과 PDC-터빈 엔진을 비교하였다. 이 방법에 의하여 직접적인 성능 비교와 더불어 축류 터빈과 데토네이션 생성 연소가스의 상호작용에 대해서도 조사하였다. 이 연구에서 이웃하는 연소기에서 발생한 데토네이션에 의한 최대 충격 압력은 von Neumann spike 압력의 약 3%에 해당한다는 것을 알 수 있었다.
6 MPa로 유지되었으며 실험과 계산 결과와 4% 이내의 오차를 보였다고 보고하였다. 이 연구는 PDE 연소기 튜브와 추진제 공급 및 제어 계통을 하나의 시스템으로 구성하여 완전한 형태의 PDE 엔진을 구현하여 최초로 시연한 것에 의의를 둘 수 있다.
Glaser 등은 축류 터빈과 다중 펄스 데토네이션 연소기의 병합에 관한 연구를 진행하였다[28]. 이 연구의 주안점은 PDC-터빈 엔진의 성능을 예측하는 것이다. 이들의 연구에서 엔진의 성능은 터빈 구간에서 생성되는 동력의 양을 측정하여 수치화하였다.
지난 수년간 PDE를 PGC 방식 가스터빈의 연소기로 이용하고자 하는 여러 노력들이 있었으므로 본 논문에서 이에 대하여 소개하고자 한다.
본 연구에서는 데토네이션 현상을 추진기관에 효과적으로 이용하기 위한 방법으로써, 국내에서는 많은 연구가 이루어지지 않은 PDE와 PGC의 개념 및 이론 성능 특징에 대하여 소개하고, 최근에 진행된 PDE 활용 추진기관 연구들에 대하여 소개하였다. 지면 관계로 점화, 공급 계통, 노즐 등 PDE의 요소기술에 대한 내용 및 RDE 등 새로운 개념의 데토네이션 추진기관에 대한 내용은 별도의 기회를 통하여 소개하고자 한다.
반면에 국내에서는 1990년대 중반 PDE 연구가 시작되었으나 제반 여건이 부족하여 지속되지 못하였다. 최근의 연구는 기초 및 시스템 기술뿐 아니라 점화 장치, 연소기 내부 장애물 등의 요소 기술에도 비중 있는 연구가 진행되고 있으므로 본 논문에서는 이러한 연구들의 최신 현황을 갱신하고 미래 전망에 대해 논의하고자 한다.
제안 방법
가시화를 위한 2차원 초소형 연소기 내부에 Shchelkin spiral의 설치가 불가능하기 때문에, 벽면을 톱니모양으로 제작하여 DDT 성능을 비교하였다. 벽면의 높이는 0.
가시화를 위한 2차원 초소형 연소기 내부에 Shchelkin spiral의 설치가 불가능하기 때문에, 벽면을 톱니모양으로 제작하여 DDT 성능을 비교하였다. 벽면의 높이는 0.1, 0.18, 0.26 및 0.29 mm로 설정을 하여 실험을 수행하였다. 에틸렌과 산소를 이용한 100 Hz의 고주파수 실험에서 벽면이 0.
이 값은 이상적인 비추력 값이 160 sec인 것을 감안하면 불완전 연소와 열전달 효과 등을 고려할 때 현실적인 결과로 볼 수 있다. 비행 시험 계측은 내부에 포함된 가속도계와 고속 카메라는 이용한 외부관측으로 6-자유도 계측을 수행하였다[30]. 비행 시험의 평균 추력은 237 N, 비추력 106 s를 도출하였고 데토네이션과 CRV에 의한 진동은 비행체에 문제가 되지 않는 것으로 보고하였다.
연발 작동 시험에서 정확한 당량비를 알기 위해 1분 동안 연료와 산화제의 소모율을 측정하고, 충격량까지 계산을 하였다.
대상 데이터
연료 공급 구간은 4개의 솔레노이드 밸브로 구성이 되어 있고, 엔진 구간은 데토네이션 충격으로부터 로켓을 보호하기 위해 PDE 튜브와 스프링 감쇠 장치로 구성이 되어있다. PDR은 4개의 바퀴를 이용하여 레일 위를 이동할 수 있는 구조로 제작되었다. 레일의 길이는 9 m이며 추력은 초기 위치로부터 이동한 거리의 2차 미분으로부터 도출하였다.
PDR은 4개의 바퀴를 이용하여 레일 위를 이동할 수 있는 구조로 제작되었다. 레일의 길이는 9 m이며 추력은 초기 위치로부터 이동한 거리의 2차 미분으로부터 도출하였다. 에틸렌, 산소 및 헬륨은 각각 0.
이들은 개발된 시스템을 이용하여 원하는 부품의 표면에 피막을 형성하는 방법 중 하나인 열분무기(thermal spray)에 적용한 사례를 보고하였다. 실험은 Fig. 18과 같이 PDE 전방에 판을 설치한 형태로, PN으로 표시된 분말 투입노즐을 통하여 코팅재료를 투입하고, 분말이 데토네이션파의 고온-고속의 유동에 의하여 분사되어 재료표면에 막을 형성한다. 이들의 연구에서 가스 터빈 블레이드나 연소기와 같이 고온 코팅이 필요한 분야에서 기존의 방법에 비하여 높은 품질과 효율의 코팅 결과를 얻을 수 있음을 보고하였다.
총 중량은 32 kg, 전체 길이는 1,800 mm이며, 이 중 제어 및 공급 계통이 포함된 본체의 길이는 945 mm이다. 액체 아산화질소(N2O), 액체 에틸렌(C2H4), 헬륨이 각각 산화제, 연료, 퍼지 가스로 사용되었다. 이 연구에서 고주파 작동을 위하여 Matsuoka 등이 다중 튜브용으로 개발한 CRV(Coaxial Rotary Valve)를 도입하였다[31].
12의 펄스데토네이션 로켓(PDR) Todoroki를 제작하였다[29]. 제작된 로켓 시스템은 총 길이가 2,173 mm, 몸체의 지름은 200 mm, 총 무게는 24.1 kg이다. 로켓의 상부에는 제어 시스템이 장착되어 있다.
로켓엔진은 Todoroki와 유사하게 제어 및 측정 계통, 공급 및 점화 계통 데토네이션 엔진 구간으로 나뉘어 있다. 총 중량은 32 kg, 전체 길이는 1,800 mm이며, 이 중 제어 및 공급 계통이 포함된 본체의 길이는 945 mm이다. 액체 아산화질소(N2O), 액체 에틸렌(C2H4), 헬륨이 각각 산화제, 연료, 퍼지 가스로 사용되었다.
이론/모형
액체 아산화질소(N2O), 액체 에틸렌(C2H4), 헬륨이 각각 산화제, 연료, 퍼지 가스로 사용되었다. 이 연구에서 고주파 작동을 위하여 Matsuoka 등이 다중 튜브용으로 개발한 CRV(Coaxial Rotary Valve)를 도입하였다[31]. 엔진작동은 헬륨이 처음 100 ms 동안 공급되어 에어모터를 작동하고, 추진제가 공급되어 1,500 ms 동안 1쌍씩 순차적으로 PDE를 작동한 후 헬륨이 100 ms 동안 공급되어 환기를 시키는 순서로 사이클을 구성한다.
성능/효과
이 그림에서 P1 ~ P4는 압력센서 설치 위치이며, PDE는 별도의 퍼지가스 없이 valveless 모드로 작동한다. 단발 데토네이션 실험에서 P4 지점에서 2 MPa 이상의 최고 압력이 발생하였고, 당량비가 0.5일 때 P4 지점 압력 중 최고 압력이 계측되었다. 또한 데토네이션 파동의 속도 변화를 통해 DDT는 P2와 P3 지점 사이에서 발생하는 것을 발견하였다.
2 Hz임을 도출하였고, 비추력은 131 sec으로 얻어졌다. 이 값은 이상적인 비추력 값이 160 sec인 것을 감안하면 불완전 연소와 열전달 효과 등을 고려할 때 현실적인 결과로 볼 수 있다. 비행 시험 계측은 내부에 포함된 가속도계와 고속 카메라는 이용한 외부관측으로 6-자유도 계측을 수행하였다[30].
Kojima 등은 수소를 연료로 사용하고 PDE를 주연소기로 사용하는 가스터빈 시스템에 대해 연구를 수행하였다[20]. 이 연구에서 PDE는 엔진출구에서 약 65%의 엔탈피 강하를 보였으며, 이중 약 51~81%의 엔탈피 감소가 터빈동력으로 얻어짐을 보였다. 이들은 또한 공냉식 냉각기가 장착된 PDRJE(Pulse Detonation Ram Jet Engine)을 극초음속 추진기관으로 제안하였다[21].
이 방법에 의하여 직접적인 성능 비교와 더불어 축류 터빈과 데토네이션 생성 연소가스의 상호작용에 대해서도 조사하였다. 이 연구에서 이웃하는 연소기에서 발생한 데토네이션에 의한 최대 충격 압력은 von Neumann spike 압력의 약 3%에 해당한다는 것을 알 수 있었다. 또한 PDC-터빈의 효율은 일반적인 가스터빈 기관과 모든 시스템 작동범위에서 유사한 정도이지만, 일정하지 않은 추진제 주입으로 인해 터빈 효율을 감소한다고 보고하였다.
후속연구
과거, 관의 직경이 데토네이션 셀 크기보다 작은 경우에는 데토네이션이 전파할 수 없는 것으로 여겨졌으나, 불안정한 상태로 전파 가능함이 실험적으로 밝혀진 이후[34], 추가적인 연구를 통하여 최근 관의 직경이 작을수록 galloping 데토네이션의 주파수가 증가함이 확인되었다[35]. 이러한 가능성을 바탕으로 Wu 등은 폭이 mm 이하인 마이크로 PDE를 제작하여 시연하였다[36,37].
따라서 HCV에 적용 가능한 TBCC(Turbine Based Combined Cycle) 통합 체계는 기존에 개발된 군용 터보 팬 엔진과 CVC 기관을 결합하여 마하수 4까지 이용 가능한 형태의 추진 기관이 될 것이다. 또한 마하수 2.5부터 6까지 작동이 가능한 이중 모드 램제트/스크램제트 엔진을 병렬로 연결한 형태가 될 것이다. 이러한 형태의 엔진 제작에 필요한 기술적 문제는 해결이 가능할 것으로 보여 극초음속 장거리 비행을 위한 추진 체계가 개발 가능할 것으로 전망된다.
이러한 이유로, 생성물을 터빈의 첫 단에 적합한 온도 조성을 위해 플리넘 챔버가 고압 터빈(HPT) 첫 단 전방에 필요하다. 이들의 연구를 통해 충분한 자료가 수집이 되면 이 시스템의 실제 효율 증가를 평가할 수 있을 것이다.
5부터 6까지 작동이 가능한 이중 모드 램제트/스크램제트 엔진을 병렬로 연결한 형태가 될 것이다. 이러한 형태의 엔진 제작에 필요한 기술적 문제는 해결이 가능할 것으로 보여 극초음속 장거리 비행을 위한 추진 체계가 개발 가능할 것으로 전망된다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
PDE란?
PDE는 펄스 형태의 데토네이션 파를 직선 관을 통해 전파시키면서 추력을 얻는 차세대 추진기관으로, 높은 주파수의 사이클 작동을 통하여 연속적인 추력 발생이 PDE 엔진의 주요 작동기구이다. PDE의 사이클은 Fig.
PDE에서 엔진 중량 측면에서 이득을 기대할 수 있으며, 데토네이션의 압축 효과로 인하여 높은 추력대 중량비를 기대할 수 있는 이유는?
PDE에서는 기존의 가스터빈엔진에 필요한 압축기가 필요하지 않기 때문에 비교적 단순한 구조로 이루어져있다. 따라서 엔진 중량 측면에서 이득을 기대할 수 있으며, 데토네이션의 압축 효과로 인하여 높은 추력대 중량비를 기대할 수 있다.
펄스제트엔진의 단점은 ?
PDE는 주기적 작동 측면에서 펄스제트엔진(pulse jet engine)과 매우 유사하다. 그러나 아음속 연소를 이용하는 펄스제트엔진은 압축 메커니즘이 없으므로, 얻을 수 있는 압력비가 낮아 열효율 측면에서 더 이상 실용적인 추진기관으로 고려되고 있지 않다. 반면, PDE는 데토네이션 충격파에 의하여 별도의 압축 장치 없이도 높은 압력비를 얻을 수 있기 때문에 차세대 추진기관으로 연구되고 있다.
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