[논문]극초음속 공기흡입식 추진기관 지상 시험설비의 구성 및 특성에 관한 연구

이양지; 강상훈; 양수석

doi:10.6108/kspe.2015.19.6.081

극초음속 공기흡입식 추진기관 지상 시험설비의 구성 및 특성에 관한 연구
A Study on the Hypersonic Air-breathing Engine Ground Test Facility Composition and Characteristics 원문보기

한국추진공학회지 = Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, v.19 no.6, 2015년, pp.81 - 90

이양지 (Engine System Research Team, Korea Aerospace Research Institute) , 강상훈 (Aerospace System Engineering Department, Sejong University) , 양수석 (Aero propulsion Division, Korea Aerospace Research Institute)

초록
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램제트 엔진, 스크램제트 엔진과 같은 극초음속 공기흡입식 추진기관을 지상에서 시험하기 위해서는 극초음속 추진기관이 작동하는 고고도, 고 마하수 환경을 모사해야 한다. 따라서 고압, 고온 환경을 조성하여 고고도 고 마하수 환경을 지상에서 구현해야 한다. 본 논문에는 한국항공우주연구원에서 설계 및 제작한 극초음속 공기 흡입식 추진기관 지상 시험설비의 구성과 특성에 대하여 소개한다.

Abstract ▼ AI-Helper

In order to know the characteristics of the hypersonic air-breahting engine, high altitude and Mach number ground test is necessary. Therefore, high pressure and high temperature condition should be simulated to do ground test of the hypersonic air-breathing engine. In this paper, the hypersonic air-breathing engine ground test facility of the Korea Aerospace Research Institute was introduced and the composition and characteristics were described.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

8%이다. 마하 6.7 스크램제트 엔진 흡입구 공력 성능시험의 목적은 스크램제트 엔진 흡입구 측벽과 격리부의 최적 형상을 찾는 것이었다. 이를 위하여 흡입구 모델 후방에 쓰로틀(Throttle)을 배치하고 스텝 모터의 힘으로 전진 또는 후퇴하면서 흡입구 후방 압력을 조절하고 격리부 형상에 따른 흡입구 정압력 분포변화를 관측하였다.
본 논문에는 극초음속 공기 흡입식 추진기관 시험설비의 주요 요소 설비의 사양과 역할을 설명하고 현재까지 극초음속 공기 흡입식 추진기관 시험설비에서 수행되어온 시험에 대하여 소개하도록 한다.
초음속 비행체에 사용되는 단열재의 공력 가열 모사 시편에 대한 열 반응 및 내열 성능 시험 평가를 수행하기 위한 목적으로 단열재 공력가열 시험이 수행되었다.
탄화수소 스크램제트 엔진 연소 시험은 케로신 연료를 사용하는 스크램제트 엔진의 점화 성능, 화염 유지, 초음속 연소 유지 여부를 판단하기 위하여 수행되었다. 탄화수소 스크램제트 엔진 성능시험을 위하여 마하 5 노즐이 설계 및 제작되었다.

제안 방법

먼저 고압의 공기를 불어내어 고온으로 가열된 고온 공기 공급시스템을 통과하여 고온 기류를 조성한 후, 초음속 노즐로 공급하여 시험부로 기류를 1분 내외의 짧은 시간 동안 공급하는 방식이다. 극초음속 공기 흡입식 추진기관 시험설비는 자유제트 형식 시험부를 기본으로 갖추고 있으며 직접 연결식(Direct-connected type) 시험도 가능하도록 설계되었다.
따라서 설비와 엔진 흡입구 시동을 위하여 시험부 내부에 디퓨저 가이드를 설치하고 엔진 흡입구 시작점을 설비 노즐 내부로 이동하는 조치를 수행하였다. 결과적으로 설비와 엔진은 모두 시동하였다[4].
7, 고도 30km)를 모사하기 위한 이젝터를 구비해야 했다. 따라서 이젝터 구동 노즐과 혼합부를 재 제작하였다[5].
스크램제트 엔진 흡입구 공력 성능시험을 위하여 마하 6.7 노즐을 설계 및 제작하고 이젝터 배기시스템의 일부를 재설계 및 제작하였다. 기존 이젝터 시스템의 경우 마하 5, 고도 25 km 구간까지 구동할 수 있도록 제작되었기 때문에 그보다 높은 마하수와 고도(마하 6.
7 스크램제트 엔진 흡입구 공력 성능시험의 목적은 스크램제트 엔진 흡입구 측벽과 격리부의 최적 형상을 찾는 것이었다. 이를 위하여 흡입구 모델 후방에 쓰로틀(Throttle)을 배치하고 스텝 모터의 힘으로 전진 또는 후퇴하면서 흡입구 후방 압력을 조절하고 격리부 형상에 따른 흡입구 정압력 분포변화를 관측하였다.
8)은 고압 공기 공급원으로부터 공급되는 압축된 공기를 이젝터 배관 내부에 분사하여 시험부를 저압으로 유지하는 기능을 수행한다. 이젝터 배관은 엔진의 연소가스, 냉각수, 이젝터 구동공기의 배기경로 역할을 하며 이 때 이젝터 배관으로 유입되는 약 2500 K의 연소가스를 600 K로 냉각하여 집진설비로 배출할 수 있도록 설계하였다.
이젝터 배기시스템은 이젝터 시스템과 집진설비로 구성된다. 이젝터 시스템은 Fig. 9와 같이 엔진 시험부에서 배출되는 유동(2차 유동)이 흡입되는 이젝터 입구(Ejector inlet), 이젝션 소스(1차 유동)가 공급되는 이젝터 구동 노즐(Ejector nozzle), 1차 유동과 2차 유동이 혼합되는 혼합부(Mixing section), 소음 저감 및 집진설비로 배출하기 위한 아음속 디퓨저(Subsonic diffuser)로 구성된다. 이젝터 입구부는 워터 자켓 형태로 되어있으며 고온 연소 시험시 2차 유동을 직접 냉각할 수 있도록 내부 물 분사 시스템이 구축되어있다.
5 노즐이 제작되었다. 최대 유량 송출 시험은 극초음속 공기 흡입식추진기관 시험설비의 정상 작동 여부를 파악하기 위한 것으로 이젝터를 가동한 상태에서 엔진 시험부로 공급되는 유량을 매회 상승시키면서 설비의 시동 성능을 파악하였다. 이때 시험부에는 시험모델이 장착되지 않았으며, 시험부로 공급된 유동의 온도는 상온이었다.
한국항공우주연구원 극초음속 공기 흡입식 추진기관 시험설비는 극초음속 고 엔탈피 모사 풍동으로 극초음속 공기 흡입식 추진기관 시험설비를 구축하는 과정에서 본 연구원은 극초음속고 엔탈피 환경 구현에 필요한 여러 설계/시험기술을 확보하였다.

대상 데이터

8 m), 축열재의 열로부터 가열기의 외피를 보호하기 위한 단열재(2가지 재질로 구성, High alumina,Vacuum formed ceramic fiber)가 장착된다. 가열기 내의 최하부에는 축열재와 단열재의 적층 물을 지지하기 위하여 다공판(재질 STS316, 두께 40 ㎜)을 배치하였다. 이외에도 축열재 최하부의 온도가 온도 상한까지 올라가지 않도록 축열재 상부만을 가열하도록 하기 위하여 바이패스 냉각기가 축열식 가열기의 부대설비로 장착되어있다.
본 설비의 엔진 시험부는 크게 마하수 노즐,저압실(재질 탄소강, 가로 2.5 m, 세로 1.1 m, 높이 1.8m), 디퓨저(냉각 자켓형, 재질 STS304, 내경 300 ㎜)로 구성되며 저압실 내부에는 엔진 지지대 및 추력 측정대와 센서 패널이 설치되어 있다. Fig.
극초음속 공기 흡입식 추진기관 시험설비의 기타 부대설비로는 연료 공급시스템과 제어 및 데이터 처리 장치가 있다. 연료 공급시스템은 시험 엔진으로 연료를 공급하기 위한 설비로 사용 연료는 케로신과 수소이다. 케로신의 경우 최고 7.
탄화수소 스크램제트 엔진 모델은 총 2기가 제작되었는데 첫 번째 모델은 페색율 60%로 일반적인 자유제트 형식 시험부에서의 허용 폐색율 한계(33%)를 훨씬 초과하는 모델이다.
탄화수소 스크램제트 엔진 연소 시험은 케로신 연료를 사용하는 스크램제트 엔진의 점화 성능, 화염 유지, 초음속 연소 유지 여부를 판단하기 위하여 수행되었다. 탄화수소 스크램제트 엔진 성능시험을 위하여 마하 5 노즐이 설계 및 제작되었다. 연소 시험은 공력 시험과 달리 엔진이 작동하는 마하수와 고도에 합당하는 전온도를 모사하여야 한다.

성능/효과

결과적으로 설비와 엔진은 모두 시동하였다[4]. 뒤이은 두 번째 모델은 폐색율 33% 모델로 문제없이 시동함을 확인하였다. Fig.
또한, 근래에 들어서는 민간 항공우주 회사에서도 저궤도 유인 우주 비행을 시도하는 등 우주 비행에 대한 관심은 갈수록 증대되고 있다. 따라서 고비용의 로켓 발사체를 대체할 추진기관으로 극초음속 공기 흡입식 추진기관의 수요는 갈수록 증가할 것으로 예상된다.
상단 그래프는 시험부로 공급된 기류의 전온도를 나타낸 것으로 노즐 전압력이 3 MPa로 유지되는 동안 안정적으로 1300 K의 기류가 공급되고 있음을 알 수 있다. 하단 그래프는 시험부 주요 부위의 압력을 측정한 결과로 노즐 전압력과 출구 정압력의 비로 마하 5.9의 기류가 공급되고 있음을 확인하였으며 극초음속 공기 흡입식 추진기관시험설비는 정상 시동하였다.

후속연구

2015년에는 로켓 기반 복합사이클 엔진의 마하 6 스크램제트 모드 시험과 마하 5 램제트 모드 시험이 진행될 예정이며 본 시험을 통해서 RBCC 엔진 램제트 모드 성능 및 램/스크램 모드 천이 과정을 연구할 계획이다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	극초음속 공기흡입식 추진기관이 각광받고 있는 이유는?	차세대 추진기관으로 주목받고 있는 램제트/스크램제트 엔진 계열의 극초음속 공기흡입식 추진기관은 기존의 로켓추진기관과 달리 별도의 산화제를 탑재하지 않아 더 많은 양의 유료하중(Payload)을 적재할 수 있으며 비추력 또한 로켓의 수 배내지 수십 배에 달해 SSTO(Single Stage To Orbit) 또는 TSTO(Two Stage To Orbit) 비행체의 1단 비행체에 적용될 시 위성 발사 비용을 혁신적으로 절감될 것으로 각광받고 있다. 또한, 근래에 들어서는 민간 항공우주 회사에서도 저궤도 유인 우주 비행을 시도하는 등 우주 비행에 대한 관심은 갈수록 증대되고 있다.
	극초음속 공기 흡입식 추진기관의 구동 조건을 지상에서 구현하기 위해서는 무엇이 필요한가?	극초음속 공기 흡입식 추진기관을 개발하기 위해서는 지상 시험과 비행 시험이 필수적이다. 그러나 극초음속 공기 흡입식 추진기관의 구동 조건을 지상에서 구현하기 위해서는 고고도, 고마하수 조건을 모사할 수 있어야 한다. 예를 들어 마하 6, 고도 25 km 조건을 모사하기 위해서는 전압력 3.
	고비용의 로켓 발사체를 대체할 추진기관으로 극초음속 공기 흡입식 추진기관의 수요가 증가할 것으로 예상되는 이유는 무엇인가?	차세대 추진기관으로 주목받고 있는 램제트/스크램제트 엔진 계열의 극초음속 공기흡입식 추진기관은 기존의 로켓추진기관과 달리 별도의 산화제를 탑재하지 않아 더 많은 양의 유료하중(Payload)을 적재할 수 있으며 비추력 또한 로켓의 수 배내지 수십 배에 달해 SSTO(Single Stage To Orbit) 또는 TSTO(Two Stage To Orbit) 비행체의 1단 비행체에 적용될 시 위성 발사 비용을 혁신적으로 절감될 것으로 각광받고 있다. 또한, 근래에 들어서는 민간 항공우주 회사에서도 저궤도 유인 우주 비행을 시도하는 등 우주 비행에 대한 관심은 갈수록 증대되고 있다. 따라서 고비용의 로켓 발사체를 대체할 추진기관으로 극초음속 공기 흡입식 추진기관의 수요는 갈수록 증가할 것으로 예상된다.

참고문헌 (8)

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Lee, Y.J., Kang, S.H., Park P.M. and Yang, S.S., "Design and Manufacture of the Storage Air Heater for Supersonic Ground Test Facility," AICFM9-167, 2007.
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Lee, Y.J., Cha, B.J. and Yang, S.S., "A Study On the Ejector Design Technique And Flow Characteristics," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 10, No. 1, pp. 54-63, 2006.
Lee, Y.J., Kang, S.H., Yang, S.S. and Kwon, S.J., "Starting Characteristics of the Hypersonic Wind Tunnel with the Mach number Variation," Journal of Mechanical Science and Technology, Vol. 28, No. 6 pp. 15-22, 2014.

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Mitani, T., Hiraiwa, T., Kanda, T., Shimura, T., Tomioka, S., Kobayashi, K., Izumikawa, M., Sakuranaka, N., Watanabe, S., Tarukawa, Y., Kouchi, T., Kitamura, E. and Yatsunami, T., "Subscale Wind Tunnels and Supplemental Studies of Scramjet Engine Tests," NAL TR-1458, 2003.
Grunnet, J.L. and Laster, M.L., "Pressure Recovery in Hypersonic Engine Test Facilities," Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 4, No. 5, pp. 643-649, 1967.

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