미사일의 탐지, 인식 및 추적 및 적외선을 줄여 피탐지성을 최소화 하는 데에 있어 로켓 플룸의 적외선 신호는 중요한 역할을 한다. 저연 추진제 및 무연 추진제를 사용하는 소형 고체로켓모터를 사용하여 로켓 플룸의 적외선 신호를 계측하였다. 로켓 플룸의 적외선 신호를 예측하기 위해 플룸의 유동장에 대한 전산모사를 수행하였으며, layered integration 방법을 사용하여 적외선 신호를 예측하였다. 해석 및 계측 결과는 잘 일치하였다. 두 신호 모두 $H_2O$에 의해 $2.5-3.0{\mu}m$영역에서, CO 및 $CO_2$에 의한 $4.5{\mu}m$ 영역에서 강한 신호를 나타낸다. 계측 결과, $4.3{\mu}m$ 영역에서 해석 결과와 다르게 강한 신호가 나타나는데, 이는 대기 중의 $CO_2$에 의한 흡수를 보정하는 과정에서 발생하는 실험 오차로 판단된다.
미사일의 탐지, 인식 및 추적 및 적외선을 줄여 피탐지성을 최소화 하는 데에 있어 로켓 플룸의 적외선 신호는 중요한 역할을 한다. 저연 추진제 및 무연 추진제를 사용하는 소형 고체로켓모터를 사용하여 로켓 플룸의 적외선 신호를 계측하였다. 로켓 플룸의 적외선 신호를 예측하기 위해 플룸의 유동장에 대한 전산모사를 수행하였으며, layered integration 방법을 사용하여 적외선 신호를 예측하였다. 해석 및 계측 결과는 잘 일치하였다. 두 신호 모두 $H_2O$에 의해 $2.5-3.0{\mu}m$영역에서, CO 및 $CO_2$에 의한 $4.5{\mu}m$ 영역에서 강한 신호를 나타낸다. 계측 결과, $4.3{\mu}m$ 영역에서 해석 결과와 다르게 강한 신호가 나타나는데, 이는 대기 중의 $CO_2$에 의한 흡수를 보정하는 과정에서 발생하는 실험 오차로 판단된다.
Infrared signature of rocket plume plays an important role for detection, recognition, tracking and minimzing for low observability. Infrared signatures of rocket plume with reduced smoke propellant and smokeless propellant are measured. In order to estimate the infrared signature of rocket plume, C...
Infrared signature of rocket plume plays an important role for detection, recognition, tracking and minimzing for low observability. Infrared signatures of rocket plume with reduced smoke propellant and smokeless propellant are measured. In order to estimate the infrared signature of rocket plume, CFD analysis for flow structure of plume is performed, and layered integration method for estimating of infrared signature is used. Numerical and experimental results were in good agreement. Both propellants had similar infrared signature. Strong peak at $4.3{\mu}m$ region in the experimental results is appeared due to experimental error arising from the calibration procedure.
Infrared signature of rocket plume plays an important role for detection, recognition, tracking and minimzing for low observability. Infrared signatures of rocket plume with reduced smoke propellant and smokeless propellant are measured. In order to estimate the infrared signature of rocket plume, CFD analysis for flow structure of plume is performed, and layered integration method for estimating of infrared signature is used. Numerical and experimental results were in good agreement. Both propellants had similar infrared signature. Strong peak at $4.3{\mu}m$ region in the experimental results is appeared due to experimental error arising from the calibration procedure.
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문제 정의
본 연구는 고체로켓모터 플룸의 적외선 신호를 예측하기 위해서 난류, 반응 모델을 포함하는 유동장 해석을 수행하였으며, 이 결과를 바탕으로 layered integration 기법을 사용하여 적외선 신호를 예측하였다. 또한 이 과정을 검증하기 위해 저연 및 무연 추진제를 사용하는 소형 고체로켓모터의 적외선 신호를 계측하였고 이를 해석 결과와 비교하였다.
본 연구는 공간상의 한계로 인해 플룸의 일부 영역에 대한 적외선 신호를 계측하였고, 해석과 비교함으로써 적외선 예측 프로그램을 검증하였다. 추후 연구에서는 플룸 전체의 적외선 신호를 계측하고 이를 해석 결과와 비교함으로써 적외선 예측 프로그램을 추가 검증할 계획이다.
제안 방법
RTE의 해를 구하기 위해 복사를 방출하는 공간의 온도, 압력 및 화확종의 몰분율이 필요하며 이를 구하기 위해 전산유체역학을 사용하여 고체로켓 플룸의 유동장에 대한 해석을 수행한다.
저연추진제 및 무연추진제를 사용하는 소형 고체로켓모터를 대상으로 로켓 플룸의 적외선 신호를 계측하고 이를 해석하여 비교하였다. 계측은 radiometric FTIR을 사용하였으며, 흑체를 사용하여 교정하였다. 해석은 난류, 반응 모델을 포함한 축 대칭 RANS 방정식의 해를 구하여 플룸의 유동장 예측을 수행하였으며, 예측 결과인 온도, 압력 및 물질조성은 복사신호 예측의 입력 값으로 사용되었다.
고체로켓모터의 플룸 유동장을 해석하기 위해 해석 범위는 플룸 하류 방향(x축)으로 노즐 직경의 약 300배, 반경 방향(y축)으로 노즐 직경의 약 35배의 영역을 설정하였으며, Fig. 2와 같은 경계조건을 설정하였다. 노즐 출구의 경계조건은 별도로 해석된 노즐 출구의 압력, 온도, 속도 및 물질 조성의 값을 사용하였으며, 대기 입구 경계 조건은 상압, 상온의 조건에서 압축성 관계식을 사용하여 해당 마하수에서의 전압력 및 전온도를 구하여 경계조건으로 사용하였다.
2와 같은 경계조건을 설정하였다. 노즐 출구의 경계조건은 별도로 해석된 노즐 출구의 압력, 온도, 속도 및 물질 조성의 값을 사용하였으며, 대기 입구 경계 조건은 상압, 상온의 조건에서 압축성 관계식을 사용하여 해당 마하수에서의 전압력 및 전온도를 구하여 경계조건으로 사용하였다. 출구 경계 조건은 초음속 유동일 경우 0차 외삽을, 아음속일 경우 상압, 상온 조건을 만족하도록 설정하였으며, 벽면 경계조건은 점착 경계조건 및 단열 조건을 사용하였다.
난류모델은 standard k-ε 모델을 사용하였다. 높은 마하수에서 난류에너지 소산이 크게 발생하므로, 압축성 효과를 고려하였다.
저연추진제 및 무연추진제를 사용하는 소형 고체로켓모터를 대상으로 로켓 플룸의 적외선 신호를 계측하고 이를 해석하여 비교하였다. 계측은 radiometric FTIR을 사용하였으며, 흑체를 사용하여 교정하였다.
노즐 출구의 경계조건은 별도로 해석된 노즐 출구의 압력, 온도, 속도 및 물질 조성의 값을 사용하였으며, 대기 입구 경계 조건은 상압, 상온의 조건에서 압축성 관계식을 사용하여 해당 마하수에서의 전압력 및 전온도를 구하여 경계조건으로 사용하였다. 출구 경계 조건은 초음속 유동일 경우 0차 외삽을, 아음속일 경우 상압, 상온 조건을 만족하도록 설정하였으며, 벽면 경계조건은 점착 경계조건 및 단열 조건을 사용하였다.
계측은 radiometric FTIR을 사용하였으며, 흑체를 사용하여 교정하였다. 해석은 난류, 반응 모델을 포함한 축 대칭 RANS 방정식의 해를 구하여 플룸의 유동장 예측을 수행하였으며, 예측 결과인 온도, 압력 및 물질조성은 복사신호 예측의 입력 값으로 사용되었다.
대상 데이터
고체로켓모터의 적외선 신호를 계측하기 위해 ABB사의 radiometric FTIR인 MR304LN 분광기를 사용하였다. 이 장비는 두 개의 센서(MCT, InSb)를 사용하며, InSb는 2.
5 mm, 확산각 15도를 갖는다. 실험에 사용되는 추진제는 저연추진제와 무연추진제로, 설계된 압력에서 각각의 연소가스의 특성은 Table 1과 같다. 두 추진제 모두 후방연소를 방지하기 위한 ZrC가 포함되어 연소생성물로 ZrO2 생성된다.
실험에 사용된 고체로켓모터는 연소실 직경이 100 mm이며, 추진제 그레인은 side burning 형태를 갖는다. 노즐 목이 14.
적외선 신호는 공간상의 제약으로 인해 고체로켓모터에서 약 3 m 떨어진 위치에서 계측하였으며, 계측 위치는 노즐에서 1.31 m 떨어진 지점을 대상으로 하였다(Fig. 1). 두 추진제에 대한 실험은 서로 다른 날에 진행되었기 때문에 계측 위치가 조금씩 다르며, 이를 Table 2에 나타내었다.
데이터처리
본 연구는 고체로켓모터 플룸의 적외선 신호를 예측하기 위해서 난류, 반응 모델을 포함하는 유동장 해석을 수행하였으며, 이 결과를 바탕으로 layered integration 기법을 사용하여 적외선 신호를 예측하였다. 또한 이 과정을 검증하기 위해 저연 및 무연 추진제를 사용하는 소형 고체로켓모터의 적외선 신호를 계측하였고 이를 해석 결과와 비교하였다.
이론/모형
난류, 화학 반응을 포함하는 압축성 유동을 계산하기 위해 축대칭의 Reynolds averaged Navier-Stokes(RANS) 방정식의 해를 구하였다. Gradient는 Green-Gauss cell based 방법을 사용하였으며, 비점성항은 Roe의 Flux Difference Splitting(FDS)를 사용하였다. 난류모델은 standard k-ε 모델을 사용하였다.
난류, 화학 반응을 포함하는 압축성 유동을 계산하기 위해 축대칭의 Reynolds averaged Navier-Stokes(RANS) 방정식의 해를 구하였다. Gradient는 Green-Gauss cell based 방법을 사용하였으며, 비점성항은 Roe의 Flux Difference Splitting(FDS)를 사용하였다.
난류모델은 standard k-ε 모델을 사용하였다.
미연소된 연료가 외기의 공기와 만나 연소 반응이 발생하며, 이를 수치적으로 모사하기 위해 유한속도 화학 반응 모델을 사용하였다. Alexeenko 등[3]은 9 화학종 14개의 반응식을 사용하였으며, 본 연구에서도 동일한 반응식을 사용하여 후방연소를 모사하였다.
복사신호의 해석은 layerd integration 기법을 사용하였으며, 복사 물성치는 Soufani의 SNB를 사용하였다. 예측 및 계측 결과는 서로 잘 일치하였으나, 계측 시 CO2에 의한 대기 흡수 보정의 오차로 인해 4.
2에서 나타낸 것과 같이 복사 강도는 투과율에 의해 결정된다. 본 연구에서는 고려한 물질은 CO2, H2O 및 CO이며 온도, 압력 및 물질 조성에 따른 투과율을 구하기 위해 Soufani의 Statistical Narrow Band(SNB) 모델[12]을 사용하였다.
적외선 신호를 해석하기 위해서는 복사 열전달 지배방정식인 Radiative Transfer Equation(RTE)의 해를 구한다. 이 RTE의 해를 구하는 다양한 방법이 있으나, 로켓 플룸의 적외선 신호를 예측하기 위한 방법으로 Layered Integration Method[5,8], Finite Volume Method(FVM) 또는 Ordinate Method(OM)[10], Flux Mehotd[2,3,7] 및 Monte Carlo Method(MCM)[6,9]의 다양한 기법이 사용되었다.
성능/효과
그림은 노즐 출구부터 플룸의 온도 등곡선을 나타내며, 그림의 흰색 점선은 실험에서 line of sight를 나타낸 것이다. Fig. 4에서 궁형 충격파와 반사충격파를 관찰할 수 있으며, 후방으로 멀어질수록, 즉 x가 증가할수록 충격파 구조가 약해지고, 외기와의 혼합으로 인해 온도가 감소하며, 플룸이 점차 넓어지는 것을 확인할 수 있다.
예측 및 계측 결과는 서로 잘 일치하였으나, 계측 시 CO2에 의한 대기 흡수 보정의 오차로 인해 4.3 μm 영역에서 강한 신호가 계측되었다.
후속연구
3 μm에서 강한 신호가 나타나게 된다. 이러한 오류는 추후 연구에서 수정 할 계획이다.
본 연구는 공간상의 한계로 인해 플룸의 일부 영역에 대한 적외선 신호를 계측하였고, 해석과 비교함으로써 적외선 예측 프로그램을 검증하였다. 추후 연구에서는 플룸 전체의 적외선 신호를 계측하고 이를 해석 결과와 비교함으로써 적외선 예측 프로그램을 추가 검증할 계획이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
적외선 신호를 해석하기 위해서 무엇을 해야하는가?
적외선 신호를 해석하기 위해서는 복사 열전달 지배방정식인 Radiative Transfer Equation(RTE) 의 해를 구한다. 이 RTE의 해를 구하는 다양한 방법이 있으나, 로켓 플룸의 적외선 신호를 예측 하기 위한 방법으로 Layered Integration Method[5,8], Finite Volume Method(FVM) 또는 Ordinate Method(OM)[10], Flux Mehotd[2,3,7] 및 Monte Carlo Method(MCM)[6,9]의 다양한 기법이 사용되었다.
미사일을 탐지하는데 있어 적외선이 중요한 요소인 까닭은 무엇인가?
일반적으로 미사일에서 사용하는 고체로켓모터는 고체 추진제를 연소시켜 고온, 고압의 연소가스를 만들고, 이를 노즐을 사용하여 팽창시킴으로써 추력을 얻는 추진기관으로 다른 추진기관과 비교하여 높은 온도의 연소가스를 외부로 방출한다.
미사일의 고체로켓모터를 개발 할 시 발생되는 적외선을 줄여야하는 까닭은 무엇인가?
반면, 미사일의 고체로켓모터를 개발하는 경우, 임무를 성공적으로 완수하기 위해 생존성을 높여야 하며, 고체로켓모터에서 발생되는 적외선을 줄이는 것이 피탐지성을 최소화하기 위한 중요한 요소가 된다. 따라서, 미사일을 탐지하거나 개발하는 입장에서 고체로켓모터가 발생하는 적외선 신호에 대한 이해와 이를 예측하는 것은 매우 중요하다.
참고문헌 (12)
Zirkind, R., "Radiation from Rocket-Exhaust Plumes," Symposium on Combustion, Vol. 11, No. 1, pp. 613-620, 1967.
Hong, J., Deborah, L., Robert, C., Jonathan, E. and Alan, T., "Comparison of Atlas Ground Based Plume Imagery with Chemically Reacting Flow Solutions," 32nd Thermophysics conference, Atlanta, GA, U.S.A., AIAA 97-2537, Jun. 1997.
Alexeenko, A., Gimelshein, N.E., Levin, D.A., Collins, R.J., Rao, R., Candler, G.V., Gimelshein S.F., Hong, J.S. and Schilling, T., "Modeling of Flow and Raidation in the Atlas Plume," J. Thermophysics and Heat Transfer, Vol. 16, No. 1, pp. 50-57, 2002.
Avital, G., Cohen, Y., Gamss, L., Kanelbaum, Y., Macales, J., Trieman, B., Yaniv, S., Lev, M., Stricker, J. and Sternlieb, A., "Experimental and Computational Study of Infrared Emission from Underexpanded Rocket Exhaust Plumes," J. Thermophysics and Heat Transfer, Vol. 15, No. 4, pp. 377-383, 2001.
Rapanotti, J.L., "Fluent-based Modelling of Rocket Exhaust Signatures," Proc. of SPIE, Orlando, FL., U.S.A., Vol. 6239, Apr. 2006.
Ye, Q., Sun, X., Zhang, C., Shao, L. and Wang, Y., "Modeling and Simulation of Infrared Radiation form Rocket Plume at Boosting Stage," International Symposium on Photoelectronic Detection and Imaging, Beijing, China, Jun. 2009.
Dargaud, J.B., Troyes, J., Lamet J.M., Tesse, L., Vuillot, F. and Bailly, C., "A Study of Solid Rocket Motor Ignition Overpressure Waves: Jet Flow Development and IR Radiation," 4th European conference for aerospace science, Saint Petersburg, Russia, Jul. 2011.
Wang, W., Li, S., Zhang, Q. and Wang, N., "Infrared Radiation Signature of Exhaust Plume from Solid Propellants with Different Energy Characteristics," Chinese Journal of Aeronautics, Vol. 26, No. 3, pp. 594-600, 2013.
Frenklach, M., Bowman, C.T., Smith, G.P. and Gardiner, W.C., "Gri-Mech," World Wide Web location http://www.me.berkeley.edu/gri_mech/, Version 3.0, 1999.
Soufinani, A., Hartmann, J.M. and Taine, J., "Vaidity of Band-model Calculations for $CO_2$ and $H_2O$ Applied to Radiative Properties and Conductive-Radiative Transfer," J. Quant. Spectrosc. Radiat. Transfer, Vol. 33, No. 3, pp. 243-257, 1985.
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